CN101855325A - 氧化亚氮燃料掺混物单元推进剂 - Google Patents

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CN101855325A CN200880115398A CN200880115398A CN101855325A CN 101855325 A CN101855325 A CN 101855325A CN 200880115398 A CN200880115398 A CN 200880115398A CN 200880115398 A CN200880115398 A CN 200880115398A CN 101855325 A CN101855325 A CN 101855325A
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格雷格·蒙加斯
戴维·费希尔
克里斯·蒙加斯
本杰明·卡里耶
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    • C10L3/02—Compositions containing acetylene

Abstract

本文的组合物和方法提供了一种包含按照特定比例与有机燃料混合的氧化亚氮的单元推进剂，而产生证明具有高Isp性能的稳定的、可储存的单元推进剂。由于含氮化合物的物理性质，燃料/含氮化合物掺混物证实具有高可混度以及优异的化学稳定性。尽管单元推进剂尤其适合用作推动推进剂，但是它们也非常适用于在一些特定循环产生有用功的严格情况下功率产生并对充气可展开材料提供气压和/或加热。

Description

氧化亚氮燃料掺混物单元推进剂
发明人：格雷格·蒙加斯(Greg Mungas)，戴维·费希尔(DavidFisher)，克里斯·蒙加斯(Chris Mungas)，本杰明·卡里耶(BenjaminCarryer)。
相关申请的参考
本申请要求于2007年11月9日提交的题为“Nitrous OxideFuelBlend and Monopropellants”的美国临时专利申请第60/986,991号的优先权，将其全部披露内容和教导以引用方式明确地结合于本文。有关资金资助的研究或开发的陈述
本发明部分受到来自California Institute of Technology JetPropulsion Laboratory/NASA的分包合同号1265181的资助。美国政府可以享有本发明的某些权益。
背景技术
液体燃料火箭比固体燃料火箭具有更好的比冲量(Isp)，并能够节流、关闭和重启。液体推进剂的主要性能优点是氧化剂。几种实际的液体氧化剂(液态氧，四氧化二氮和过氧化氢)都是可以利用的，其当与相当燃料搭配时比在固体燃料火箭助推器中所用的高氯酸铵具有更好的Isp。然而，采用液体推进剂的主要困难也伴随氧化剂。氧化剂通常至少适度地难以储存和处理，这是由于极度的毒性(硝酸)，中等低温性(液态氧)或两者(液氟)。几种已经提出的氧化剂(例如，O3、ClF3、ClF5)都是不稳定的、高能的和有毒的。
第一个液态燃料火箭——在1920年代发射——使用了汽油和液态氧作为推进剂。液态氢在1950年代使用，而到60年代中期，液态氢和液态氧一直使用。现今使用的常见液体单元推进剂(monopropellant)包括肼和硝酸羟铵。常见的液体二元推进剂包括液态氧和煤油、液态氧和液态氢，以及四氧化二氮和肼或单甲基肼。推进剂设计的一个目标曾经是开发具有二元推进剂的高性能特征的单元推进剂。由于单元推进剂系统的简化系统结构，因此发现提供类似二元推进剂的Isp性能的单元推进剂化学很长时间都被认为是单元推进剂开发中的“圣杯”。在“绿色”单元推进剂领域中的研究正在进行以寻找肼的无毒单元推进剂替代物。一种这样的候选物是氧化亚氮(一氧化二氮)。氧化亚氮可以通过以下放热反应而分解：
在标准条件下，该反应每单位氧化亚氮产生82kJ/mol(515Whr/kg)的热量。为了液化储存的单元推进剂需要16.5kJ/mol(104Whr/kg)或约20％的反应焓。该反应的最大理论Isp为205s。N2O由于其高活化能能垒-250kJ/mol，而是高度稳定的分子。结果，热分解需要预热温度＞1000℃。可替换地，催化剂可以用于显著降低该活化能。然而，热(＞1500℃)的高度氧化反应产物对于催化剂床和反应室设计成为挑战。
通过在以上方程中将烃燃料加入到反应中，液体单元推进剂的比能量密度可以提高高达约1500Whr/kg(纯N2O能量密度的约3倍)，并且超过300s的Isp性能变得可行。而且，在排气流中热的有害氧可以被消耗，并且相比于纯N2O分解，更高的燃烧反应温度导致更快的反应动力学。更快的动力学容许快速的火花点火。在这种情况下，催化剂床并不会成为发动机设计的材料限制，并且采用传统材料的再生冷却式发动机(regeneratively cooled engine)设计方法可以采用低成本发动机制作技术而适合于更高的Isp性能。
曾经在火箭发动机中点火测试的最高Isp化学品是锂和氟，其中加入氢以改善排气热力学。该组合在真空中递送了542s的比冲量。然而，这种化学品的不切实际性突出了为什么在实践中没有使用外来推进剂，尤其是二元推进剂。为了使所有三种组分变成液体，氢必须保持低于-252℃，而锂必须保持高于180℃。该实例有力证实二元推进剂的主要缺点——它们必须储存在独立的箱体内(并且经常在不同的温度和/或压力条件下)，并且它们典型地在高压和高流速下必须以预定的和特定的混合比递送至燃烧室。
发明内容
本文中描述和要求的实施方式解决了与含有与氧化亚氮(N2O)混合的有机燃料的氧化亚氮燃料掺混物(NOFB)单元推进剂(monopropellant)家族的前述问题。当燃烧时，氧化亚氮提供热分解能并用作燃烧燃料的氧化剂。示例性有机燃料包括乙烷(C2H6)、乙烯(C2H4)、乙炔(C2H2)以及它们的混合物。这些基于氧化剂-燃料比(O/F)的燃料的混合物产生了期望的单元推进剂特性，包括但不限于，Isp，在很宽温度和压力范围内的可混合性，有利的流体处理性能，低凝固点，快速发动机响应时间的快速燃烧动力学，相对高的热分解限，低机械冲击敏感性和冲击引起的爆震，相对高的储存密度，以及并不产生碳垢或热氧化环境的排气(exhaust gas)化学，如果不是不可能的，则这将很难向燃烧室或反应室提供设计材料。另外，成为一种非常稳定的氧化剂的氧化亚氮是近室温临界点为36.4℃的非常良好的溶剂。因此，可以将燃料溶解到N2O中以产生氧化亚氮燃料掺混物(NOFB)。在设计NOFB单元推进剂中必须小心以确保混合物安全处理，并确保NOFB单元推进剂在其中其可以使用的温度和箱体降深分布(tank drawdown profile)的宽范围内保持所有NOFB组分的平衡脱气。
本文的实施方式提供了一种氧化亚氮燃料掺混物(NOFB)单元推进剂，包括以约2.5至约11.0的氧化剂-燃料比的氧化亚氮和有机化合物。优选地，有机化合物包括C2烃，或C2烃的混合物作为主要组分。具体而言，这些实施方式提供了一种单元推进剂，包含以约2.5至约11.0、或约3.0至约9.0、或约4.0至约8.0、或约4.5至约7.5、或约2.5至约6.0、或约3.0至约5.0、或约6.0至约11.0、或约8.0至约10.0的氧化剂-燃料比的氧化亚氮和乙炔。其它实施方式提供了NOFB单元推进剂，包含以约2.5至约11.0、或约3.0至约9.0、或约4.0至约8.0、或约4.5至约7.5、或约2.5至约6.0、或约3.0至约5.0、或约6.0至约11.0、或约8.0至约10.0的氧化剂-燃料比的氧化亚氮和乙烷。还有的其它实施方式提供了NOFB单元推进剂，包含以约2.5至约11.0、或约3.0至约9.0、或约4.0至约8.0、或约4.5至约7.5、或约2.5至约6.0、或约3.0至约5.0、或约6.0至约11.0、或约8.0至约10.0的氧化剂-燃料比的氧化亚氮和乙烯。比率针对于特定用途选择。例如，NOFB34是对于小型火箭发动机进行优化(快速燃烧动力学和具有喉部凝固燃烧动力学(frozen-at-the-throat combustion kinetics)的优化峰值Isp)，而NOFB37是对于大型火箭发动机进行优化(更高密度的单元推进剂，其中Isp在更大的火箭扩散排气喷管中对于较慢燃烧动力学进行优化)。在其它实施方式中，NOFB单元推进剂可以包含其它成分或添加剂，高达单元推进剂的约50％，或高达单元推进剂的约40％，或高达单元推进剂的约30％，或高达单元推进剂的约20％。
其它成分包括烃燃料或其混合物，其中所得的单元推进剂具有这样的性质：随着单元推进剂被消耗或温度变化，由于液体单元推进剂在这些条件下沸腾蒸发而产生耗损气体(ullage gas)，平衡的掺混物在液态和损耗气体混合物-比率化学方面具有最小变化。另外的烃燃料可以引起火箭Isp性能＜10％的变化，这是由于对于不同NOFB组分在气化速率方面的这些变化。对于一些应用，加入少量的洗涤剂、乳化剂或其它添加剂可以是有利的。
本技术的另外的实施方式提供了NOFB单元推进剂，包含以约2.5至约11.0、或约3.0至约9.0、或约4.0至约8.0、或约4.5至约7.5、或约2.5至约6.0、或约3.0至约5.0、或约6.0至约11.0、或约8.0至约10.0的氧化剂-燃料比的氧化亚氮以及乙炔、乙烷或乙烯中的两种或多种。在其它实施方式中，单元推进剂可以包含其它成分或添加剂，高达单元推进剂的约50％，或高达单元推进剂的约40％，或高达单元推进剂的约30％，或高达单元推进剂的约20％。
在某些实施方式中，当在生产期间与燃料混合时，氧化亚氮处于气相之中；在其它实施方式中，当在生产期间与燃料混合时，氧化亚氮处于液相之中；并且在还有的其它实施方式中，当在生产期间与燃料混合时，氧化亚氮处于混合的气/液相之中。混合如实施例1中所描述的进行。提供该发明内容用于以简化的形式介绍概念的选择，其在以下具体实施例方式中进行更详细地描述。该发明内容并不旨在鉴别所要求的主题的关键或实质特征，也非旨在用于限制所要求的主题的保护范围。
附图说明
图1是NOFB单元推进剂制剂的理论和实际Isp性能的曲线图。
图2示出了制备本发明的氧化亚氮燃料掺混物的方法。
图3是总结相对于单元推进剂肼和二元推进剂四氧化二氮/单甲基肼，NOFB单元推进剂特性的图表。
图4是示出了对于一种NOFB单元推进剂制剂的储存特性(相对温度的储存箱液体和气体压力和密度)的曲线图(也称为相图)。在图4中，NOFB单元推进剂储存特性也与纯氧化亚氮液体和包含肼的典型氦压力加注的箱储存的肼单元推进剂进行比较。
图5A是在不同的箱体温度(并在1/4箱体快速液体排出之后与剩余气体比较)取样的NOFB单元推进剂的FTIR光谱图，示出了NOFB化学混合物在极端温度比率对偏压组分脱气(outgassing)的稳定性。图5B类似地示出了在快速排出之后三种NOFB掺混物的液体和耗损气体(具有液体的箱体中的气体)中NOFB O/F比率的变化。在该图的右手侧，Isp性能的相应变化在非常迅速的燃料箱液体排出(以～秒计80％的NOFB液体放出)期间也显示为掺混物微小变化。
图6是示出了使用真空等价Isp计算(vacuum equivalent Ispcalculation)的示例性喷管系数值的曲线图。
图7A是示出了对于一个示例性NOFB单元推进剂制剂的热分解数据的曲线图。图7B是对于示例性NOFB单元推进剂的分解测试与NOFB压力的总结。
图8A是示出了一个示例性NOFB单元推进剂相对于氧化亚氮的比汽化焓的曲线图并比较于将典型量的二元推进剂燃料从相同的温度加热至约300℃的比能量(specific energy)。图8B示出了温度随着NOFB单元推进剂节流或通过迫使其通过压降“闪冷(flash-cooled)”而迅速降低。
图9是示出了纯氧化亚氮在418V的最小氧化亚氮火花电压下最大火花传播距离作为气体压力函数的曲线图。在该最小电压点(也称为帕申曲线最小值(Paschen curve minimum))，对于给定的间隙距离，更高和更低的气体压力都需要迅速提高火花电压。
图10是对于一种NOFB单元推进剂制剂基于氧化剂-燃料比的淬灭距离(quenching distance)的曲线图。
图11示出了将高挥发性NOFB单元推进剂用于“快速冷却”燃烧室的示例性NOFB再生冷却式推进器。
图12示出了在利用示例性NOFB单元推进剂的发动机中低推进、未优化的发动机运行测试。
图13是示出示例性NOFB单元推进系统(monopropulsionsystem)的总湿质量火箭推进系统性能的递送有效负载质量相对于肼系统的对比曲线图。
图14总结了NOFB可展开翼梁(deployable wing spar)的特性。
具体实施方式
本文中描述的技术提供了一种氧化亚氮燃料掺混物(NOFB)单元推进剂，包含氧化亚氮和有机化合物，如乙炔、乙烷或乙烯中的一种或多种，除了其它期望的特性外，所得的单元推进剂还具有高比冲量、低毒性，并使得易于储存和处理。该单元推进剂可以用于火箭推进、工作流体生成、或者能量或气体产生的一些实施方式中。
在描述本制剂和方法之前，应该理解到，本发明并不限于所描述的具体制剂或方法学，同样地，制剂和方法当然可以进行变化。也应该理解到，本文中所用的术语是仅用于描述具体的实施方式的目的，而并不用于限制本发明的范围，本发明的范围仅受所附的权利要求的限制。
必须注意到，除非上下文中另外清楚地指出，否则如本文中和所附的权利要求中所使用的，单数形式“一个”、“一种”和“该”包括复数个所指的对象。因此，例如，所提及的“试剂”是指一种试剂或试剂的混合物，而所提及的“该生产方法”包括本领域技术人员已知的所提及的等同步骤和方法，等等。
除非另外指出，否则本文中所用的所有技术和科学术语都具有与本发明所属的领域内的普通技术人员通常所理解的相同的含义。所有本文中提及的出版物都是用于描述和公开在出版物中描述的并可以结合所要求的本发明使用的装置、制剂和方法学的目的而结合于本文中作为参考，包括12/4/06提交的题为“Injector Head”的有关美国专利申请序列号60/868,523。
在提供值的范围的情况下，应该理解到，在该范围的上下限之间的每个中介值(intervening value)以及在所陈述的范围内的任何其它所陈述或中介值都涵盖在本发明内。这些更小范围的上下限可以独立地包括在更小的范围内并且也涵盖在本发明之内，受所陈述范围内的任何具体排除限制。在所陈述的范围包括一个或两个限制的情况下，排除那些包括的限制中的任一个或两个的范围也包括在本发明之内。
化学火箭推进的技术利用了化学性反应的或未反应的流体的受控释放以在所需方向实现推力(thrust)。推力起到改变本体的线动量或角动量的作用。类似于已经在其它工作流体生成和能量产生应用中发现应用的火箭推进剂，所要求的本发明也可以用于许多可替换类型的应用，包括用于充气系统和可充气配置的气体产生，在用于将热排气中的热能转化成机械和电能的系统中，以及在用于抛射物、弹药和爆炸物的高能储存介质中。可以采用所要求的技术的实例具体地包括地球轨道航天器和导弹推进系统；运载火箭上级推进系统和助推器阶段；深空探测器推进系统和动力系统；深空航天器上升和返回地球阶段；精密控制航天器空间站管理推进系统；人用级反应控制推进系统(human-rated reaction control propulsionsystem)；航天器着陆器降落推进、供电和挖掘气动系统(NOFB单元推进剂可以用于提供机械能以在外星钻井应用中推动钻井并提供气体以从开挖表面的区域除去碎片)，航天器气动科学样品采集和处理系统；微型航天器高性能推进系统；军事转向和杀伤拦截器；高空航空器发动机；航空器备用能源系统；远程低温供电系统(例如，北极发电机)；包括高温焊接和切割焊炬以及驱动机构的可再装填装料的燃烧供能的地面工具(例如钉枪，定位螺栓枪)，等等。在地面应用中，NOFB单元推进剂可以在其中大气氧量不足以提供用于燃烧反应的氧化剂(如高空航空器动力装置或水下设备)的情况下供能。而且，存在许多与采用燃烧储能有关的衍生应用。
单元推进剂是一种典型地用于产生推力、气体生成和/或能量(机械和/或电)产生的单一流体。单元推进剂通常通过催化、自燃或火花点火机制而进行放热化学反应以便释放附加的热能(通常也提供理想地低摩尔质量的排气)从而增加产生推力和供能的质量效率。例如，单元推进剂可以用于液体或气体火箭发动机。单元推进剂的常见实例是肼，经常用于运载平移机动飞行(线性动量变化)和姿态控制(角动量变化)的航天器推进。单元推进剂的另一实例是硝酸羟氨(HAN)，其目前正作为肼的低毒性单元推进剂替代物进行研究。
另外，在其与周围环境之间具有压力梯度的工作流体能够产生机械功(mechanical work)/功率。这种机械功/功率可以随后被转化成可替换的能量形式(例如，产生电功率，机械轴功率可以用于对发电机或交流发电机供能以提供电能)。来自NOFB单元推进剂的自然蒸气压和/或通过NOFB单元推进剂分解/燃烧过程结合NOFB单元推进剂-衍生的工作流体的压力可以有策略地用于产生简单推力以外的有用功(work)。可以实施NOFB单元推进剂的示例性功提取循环(work extracting cycle)可以包括但不限于，气体涡轮循环(例如，布雷顿(Brayton)或类似循环)，燃烧的单元推进剂的恒压膨胀(类似于气动机)，和各种活塞循环发动机，包括但不限于火花点火四冲程循环(Otto cycle)，和压缩点火的狄塞尔循环(Diesel cycle)。可以从化学介质中提取的最大能量与其比能量密度(每单位质量储存的化学能)有关。如图3中所示，NOFB液体单元推进剂的比能量密度(＞1300Whr/kg)比肼大约3.5至3.9倍。相对而言，现有最先进的锂离子电池储能约145Whr/kg。NOFB推进系统将需要有效地降低NOFB单元推进剂比能量的其他物质。而且，对于许多并不需要能量再充的一次能源应用，非常高比能量密度的NOFB单元推进剂是期望的。
对于火箭推进的特定情况，各种度量决定了具体火箭推进系统如何有效地实施。在火箭推进中最重要的度量之一是比冲量(Isp)。该度量基本上测量了由给定的推进系统产生的总冲量或赋予的动量变化(随时间力积分)除以所消耗的推进剂的总质量的量。该结果通过地球重力常数(9.81m/s2)归一化，使得Isp具有秒的单位，而不管国际单位系统是用什么(英制或系统国际(SI)单位)。Isp值越高，表明对于给定量的所消耗推进剂赋予运载工具的速度变化的能力越大。通过粗略的分析，Isp性能含义上类似于在燃烧供能的汽车发动机中的“英里/加仑”(尽管本文中一个告诫是相比于航天器的火箭推进，对于汽车更多的发动机特定特性将会定义“英里/加仑”)。因为1)质量对于发射是极度昂贵的，和2)存在推进剂质量对Isp性能的指数依赖性[推进剂质量＝航天器干重×exp[航天器速率的变化/Isp/地心引力]-1]，高Isp推进剂对于苛刻的航空航天应用是非常具有吸引力的。在化学推进系统中，为了实现高Isp系统，一般需要放热化学反应。目前，常见的工业标准商用单元推进剂，肼，具有约230s的Isp(该数值的稍微偏差取决于特定推进器设计参数)。本文公开的NOFB(氧化亚氮燃料掺混物)单元推进剂制剂可以实现高达345s的发动机Isp值和潜在更大的Isp值。近来实验测量的发动机Isp值超过了300s(参见图1)。图13对比了NOFB单元推进剂相比于肼的干航天器负载质量比相对于所需运载速度变化。
实施例1
燃料和氧化剂的混合必须以可控、测量方式(measured manner)进行以确保所得的单元推进剂具有所需的性能特征。
图2图示说明了用于生产NOFB单元推进剂掺混物的装置的示例性示意图。推进器性能取决于所燃烧的推进剂。由于该原因，通常精确混合单元推进剂掺混物是很重要的。一种专用装置可以用于混合高蒸气压的单元推进剂。实际上，这些组分可以在其蒸气相中混合并在独立的容器中冷凝以形成高密度液体单元推进剂。以下所列出的方法和装置都是举例说明的目的，并且其衍生情况是可以等同接受的生产方法。在该实施方式中，SW-#指示一般性的开/关阀，REG-#指示减压调节器，而IS-#s是箱体分离阀。除非另外指出，否则所有的阀开始时关闭而调节器完全扳回(back off)。压力传送器连接至打开的SW-5阀以精确地监控系统压力。为了开始生产，系统通过打开真空泵，打开IS-3、IS-4、SW-6和SW-8而排空(purge)空气。一旦达到足够的真空，SW-8关闭。接着，向混合箱和冷凝箱中都加入燃料。为完成此操作，打开IS-2，REG-2增加至所需压力，而SW-7、SW-2和SW-4都打开。取决于在先前的步骤中所抽出的真空，排空净化(purge)可以是所需的。为了确定排空净化的必要性，可以通过采用所加燃料的绝对压力与箱体中的总绝对压力之比来计算纯度。例如，如果真空抽至1psia，而燃料装载至100psia，则装载的纯度将为99psia/100psia或99％。如果需要，排空净化能够将纯度提高超过初始装载。为了排空净化，关闭SW-4，并且打开SW-8以将混合物抽出系统。然而，当通过机械泵系统驱动混合的可燃物时，应该实施足够的闪回缓解措施。一旦达到足够的真空度，关闭SW-8。排空净化序列能够按混合物所需纯度的要求进行重复。新的纯度通过每次装载的杂质水平一起相乘来计算。例如，如果加入另一99％纯的装载，则1％的杂质乘以新的1％杂质从而得到初始流体的0.01％的杂质或99.99％的纯度水平。然而，如果初始流体仅为98％纯度，则排空净化的量不可能使纯度水平提高超过初始的98％流体纯度。一旦纯度和负载压力在该系统中实现，关闭SW-4。燃料随后关闭并通过关闭IS-2和打开SW-3从该系统进行净化。足够的时间容许从管线上排出燃料并退回REG-2，关闭SW-7，关闭SW-2和SW-3。如果使用多种燃料，则第二/第三燃料在先前装载的顶点加入(图2并未显示该选项)。一旦实现燃料掺混物，就加入氧化亚氮。这里，打开IS-1，增加REG-1，并且打开SW-1和SW-4。一旦实现所需的混合物，关闭SW-4。为了排出氧化亚氮，关闭IS-1，打开SW-3，系统容时排干(allowed time to drain)，撤回REG-1，并且关闭SW-1和SW-3。在此点，已经生产出恰当的NOFB掺混物，因此冷凝箱置于足以冷至混合物冷凝但足以超过掺混物凝固点的冷浴中。一个实施方式采用维持在约-70℃的冷浴。足够的时间容许混合物冷凝，并且关闭IS-4和SW-6。如果利用一次冷凝来生产足够的单元推进剂，则冷凝液箱可以从系统中移出(在IS-4和SW-6之间)并容许平衡回室温。如果需要多种装载，则可以重复先前的步骤，除了气体仅仅在混合箱中混合而冷凝包括打开SW-6和IS-4之外。
实施例2
生产并测试候选燃料掺混物。最有前景的掺混物是基于以下标准进行选择：燃烧和理论发动机性能；推进剂稳定性；平衡和非平衡互溶性性能；燃烧限，火焰温度，和发动机设计的排气化学；推进剂相图性质，以及燃烧反应速率。
本发明的单元推进剂以以下方式进行命名。“NOFB”表示氧化亚氮燃料掺混物。接着的数字表示在C2组中的位置，1是乙烷，2是乙烯，而3是乙炔。接着的数字表示氧化剂与燃料比。因此，“NOFB34”是与乙炔掺混的氧化亚氮，氧化剂-燃料比为4。在氧化剂-燃料比数字之后的附加字母(a，b，c)可以用于描述掺混物中的差别。例如，NOFB34掺混物可以包括少量的特定添加剂以改进混合物化学脱气特性。对该掺混物超过基本的氧化亚氮和燃料化学的第一显示的改变(first discovered adaptation)因此将会表示NOFB34a。
图1示出了作为氧化剂-燃料(O/F)质量比的函数的氧化亚氮/乙炔(N2O/C2H2)单元推进剂掺混物的理论Isp性能，以及示出了来自基于发动机运行期间测量集成室压力和所消耗的推进剂质量的最近原型发动机测试结果的数据。(关于用于获取实验测定结果所使用的具体实验方法的另外的细节将在下面进行讨论)。实验测定的Isp是对于O/F比4而获得的(在地面测试期间基于实际喷管系数中不确定度的误差棒)。两组理论曲线(真空和200/1)对于两种不同情况，平衡和喉部凝固化学动力学而进行显示。这些都是实际火箭发动机性能在空间应用中的典型约束情形(bounding scenario)。
真空条件来自无限长的理想出口喷管。200/1喷管是更现实的扩散喷管(diverging nozzle)情形，其中出口平面面积比喷管的最小喉部面积大200倍。平衡化学动力学情形是一种约束情形，其假设液流足够缓慢地流动以容许热气体一直维持排气组分的化学平衡(即，匹配喷管中冷却条件的排气化学变化)。喉部凝固情形假设在紧接喉部下游的扩散喷管中的气体迅速冷却以至于化学动力学“凝固(freeze)”(即，气体的化学未变化)，而使气体组分在喉部的下游的火箭推进器的扩散喷管中维持恒定。
另外，当O/F比改变时，化学燃烧性能在燃烧室中发生改变。通过改变在燃烧室中发生的化学反应，不同Isp性能得以实现。然而，某些设计考虑因素对最佳O/F比设置了另外的约束条件。更常见地描述为本文中描述的NOFB单元推进剂掺混物的氧化剂-燃料质量比(O/F)的最佳N2O-燃料质量比通常覆盖2.5＜O/F＜11的范围。在较低的O/F比下，碳垢成为一个问题。在较高的O/F比下，由于在该类型的气体环境中会加速氧化几乎任何类型的材料，因此排气的热高度氧化环境使燃烧室和发动机设计非常困难。
对太空任务设计、推进系统设计和实际应用的单元推进剂的选择需要大量的性能度量的知识，以及除了仅有的发动机Isp性能之外的储存和地勤考虑因素。图3提供了示例性NOFB单元推进剂制剂与肼和二元推进剂四氧化二氮/单甲基肼之间的发动机、储存和地勤多重性能度量的比较性总结。应当注意，对于NOFB掺混物的Isp性能比得上二元推进剂四氧化二氮/单甲基肼，并且显著地高于肼单元推进剂。
最小冲量单位(minimum impulse bit)是推进系统可以赋予的最小推力x时间。表征推进系统的最小冲量单位性能，对于航空航天应用如航天器精确姿态控制和小型运载工具的机动是很重要的。典型地，预期的推进Isp性能随着推进系统尝试而降低，并实现更小的最小冲量单位。因此，更多的航天器推进剂必须为在小冲量单位性能的状态中运行的飞行任务飞行。许多因素影响性能方面的这种降低：1)在肼系统中，用于分解单元推进剂的催化剂床必须升高至最佳运行温度以实现单元推进剂的更完全分解。在许多情况下，肼的小冲量流动不可能容许实现最佳床温。NOFB单元推进剂对于火箭推进应用来说最常见的是火花点火，而不受这些类型的催化剂床的性能限制，2)能够实现的最小冲量单位直接与能够排放的推进剂最小质量相关。这种最小推进剂体积与单元推进剂的密度和阀门之间和通过反应室的小硬件体积相关。NOFB单元推进剂能够在非常低的压力(＜＜100psia)下运行，其中NOFB单元推进剂气体所具有的密度为＜液体肼的1/100。我们已经进行了指示在低压(目前测试降至约12psia)下维持快速燃烧的燃烧实验。比肼显著更高的燃烧温度(参见表绝热火焰温度)表明，NOFB化学动力学反应将比肼更加迅速，尤其是在考虑受限于表面积(表面催化剂通常用于分解肼)的催化反应时更是如此。无催化剂床的快速燃烧动力学相比于肼将最终容许更小的燃烧室/反应器体积。给出的以上描述的这些各种属性，NOFB单元推进剂比肼将具有更好的最小冲量单位性能。图3总结了相比于肼的NOFB单元推进剂的预期最小冲量单位Isp性能。
实施例3
除了Isp性能之外，单元推进剂的许多其它特性一般被认为是期望的。肼具有大约50ppm的OSHA人致命接触限(exposure limit)。低毒和无毒的化学单元推进剂制剂需要用于缓解采用有毒单元推进剂制剂的地勤和工作的相对较高的成本。要求保护的本发明的NOFB单元推进剂制剂是无毒的并分类为窒息剂-在这方面NOFB类似于汽油，仅仅在非常高浓度下过度接触才会替代可呼吸的空气，导致窒息或在更轻微的情况中能够导致暂时性接触症状如头疼和/或神志不清。在任何情况下，除去以供给新鲜空气就能缓解接触的症状。NOFB单元推进剂迅速挥发到空气中使得大浓度的液体易于从溅落液中除去。而且，其中肼和二元推进剂四氧化二氮/单甲基肼是腐蚀性并且可以吸收进入皮肤，NOFB单元推进剂仅仅会由于快速的推进剂排出而导致冻伤。另外，其中肼和二元推进剂四氧化二氮/单甲基肼可能被摄取，导致腹部绞痛、抽搐、不省人事和呕吐，并在大多数情况下导致死亡，NOFB单元推进剂的摄取由于其高度挥发性而未必如此。而且，NOFB单元推进剂的排气产物是N2、CO、H2O、H2和CO2，其中氨气是肼的排气产物。
对于航天器科学飞行任务，氨是不期望的副产物，因为其与土壤反应可能容易恶化并污染敏感的土壤测量。
单元推进剂的箱储存特性对于最小化单元推进剂流体处理硬件和相对于单元推进剂质量的箱质量来说是很重要的。理想地，单元推进剂的储存密度非常高。NOFB单元推进剂密度具有相当于当包括在肼箱中的内部氦储罐的优化肼箱设计考虑在内时的肼(～0.57g/cc)的室温储存箱密度。这些氦储罐用于对肼加压以实现用于发动机和推进器运行的反应室压力。NOFB单元推进剂是自加压的并且不需要用于排出单元推进剂的额外的加压剂系统硬件或无法利用的箱体积。尽管单元推进剂和二元推进剂肼系统能够典型地具有无法利用箱体内初始装载的约1％-3％的残余推进剂，但是NOFB单元推进剂可以排放低至非常低的压力(其中它们是纯气体)，使得无法利用的单元推进剂＜＜初始单元推进剂装载量的1％。而且，该残余气体相NOFB单元推进剂能够采用简单的压力传感装置进行精确监控，这与液体推进剂替代物不一样。这些推进剂残余物的NOFB属性对于具有大的湿质量(大部分发射的飞行器装载推进剂)的航天器是很重的，它的主要飞行任务寿命持续期都受限于小推进剂分数。许多航天器飞行任务的大机动是在飞行任务的早期执行并消耗掉大部分的推进剂-航天器飞行任务的寿命因此主要受限于可利用的残余推进剂和对于计划目的精确认知该可利用的推进剂。
图4示出了一种NOFB单元推进剂制剂的储存特性，其中单元推进剂液体和耗损气体(气体与液体在箱内达到平衡)密度和相关单元推进剂蒸气压对温度作图。每一NOFB单元推进剂制剂表明独特的蒸气压和密度曲线。这些度量是相关，因为单元推进剂箱的尺寸以及箱体的密封强度将取决于诸如在图4中所包含的数据规定的值。通过指定总的航天器速率变化或相同地，在卫星的寿命期内和航天器的热环境所需的总赋予动量，整个所需的单元推进剂储存容量和压力定额(pressure rating)能够采用类似于图4中所示的信息推演出。
对于低温运行和储存考虑因素，NOFB单元推进剂密度在-75℃下显著地增加至约1g/cc，并且在＜-80℃下发生凝固。这些温度对于比地球更远离太阳和/或屏蔽于太阳的深太空和行星表面飞行任务(例如，火星极地冰冠)而言并非是不寻常的。尽管NOFB单元推进剂密度性能随着更低温而改进，但是肼约0℃凝固需要另外的加热器硬件和航天器供能以防止发生凝固。相比于固态推进剂(最常见的是结合预混的固态氧化剂和燃料)，NOFB单元推进剂通常具有更高的Isp性能，并且对于优化推进剂在飞行轨道中的用途是易于可节流的(即，能够控制和改变推力输出量)；然而，NOFB单元推进剂倾向于具有较低的储存密度。对于深太空环境，固态推进剂必须小心地处理和绝缘以避免推进剂颗粒的热循环和应力开裂。在固体颗粒中结构缺陷和轻微开裂能够通过点火期间快速燃烧和热诱导的裂纹扩展而易于导致灾难性发动机故障。NOFB单元推进剂已经证实对于包括大的暂时性燃料箱降深的静态和动态条件期间的非常大的温度改变并不十分敏感(图5B)。而且，作为液体和气体，NOFB单元推进剂不容易发生与固体和固体复合物颗粒结构固有相关，而因此可能会发生无限热循环的故障模式。结果，NOFB单元推进剂是低温不敏感的，而肼及其衍生物和固态推进剂当暴露于低温环境，如在深太空飞行任务中发现的或，例如，对于在温度上具有较大季节性变化的地面环境中的火箭发射应用，都需要额外的资源以确保相对温暖稳定的热条件。
图5A示出了在对于一个示例性NOFB单元推进剂掺混物在暴露的环境条件下混合物化学中的最低变化。在该实验中，对在推进剂箱内的耗损气体进行取样作为推进剂温度的函数(箱体浸没在低温冷浴中)。获取损耗气体的傅里叶变换红外(FTIR)吸收光谱作为不同单元推进剂温度的函数，并与NOFB校正气体“指纹”比较以确定作为温度的函数的NOFB混合物改变的程度。类似的实验对于其中箱体用已知的NOFB O/F比装载的完全排出进行实施。在完全排出后，残余气体采用以上的相同技术进行分析以确定混合物改变的程度。图5B示出了迅速完全排出(在约2s内排出75cc箱体中的80％液体装载)之后三种NOFB掺混物的O/F比的变化。在测试型Isp性能中对于这些极端箱排出情况的两个约束情形(喉部凝固化学和整个喷管的平衡化学)的变化为约1％。这些数据证实了NOFB单元推进剂混合物对于在迅速瞬变现象期间和暴露于宽温度范围混合物-比率化学中的变化的内在坚固性。
一般而言，单元推进剂，包括具有预混的氧化剂和燃料的固体推进剂，必须仔细赋予特性并用心处理。推进剂的上限温度需要用于防止包括非有意热点火的疏忽化学反应发生。在许多情况下，这些温度限可以低至约10′s℃。加热的毛细管测试已经证实示例性NOFB单元推进剂具有的热点火温度为约400℃(图7A和7B)并且在惰性材料(即，特定级别的金属)存在下可以高至650℃。这些都是非常高的温度限，而且，事实上，再生性冷却的(推进剂冷却燃烧室)NOFB单元推进剂发动机已经开发并进行测试(以下进行讨论并在图11中示出)，其利用了NOFB单元推进剂高的典型热分解限，以便提供用于开发长寿命循环发动机的所需设计机制。
另外，事故性干火花点火能够点燃环境暴露的固体推进剂，并且因此必须极度小心以避免事故性火花源和表面带电/放电环境条件。与固体推进剂不同，NOFB单元推进剂，就其密闭的特性而言，储存在密封的金属容器内，该金属容器起到法拉第笼(防止电荷累积)作用，这基本上消除了干火花点火的可能性。在推进系统设计中，例如，对于可能中断连续的法拉第笼如具有绝缘阀门座的阀门和管件界面(plumbing interface)的装置仍然必须小心谨慎。而且，NOFB单元推进剂已经证明在通常的地面箱储存温度下和相关的压力下具有非常高的击穿电压(＞＞10′s kV)(实际上，N2O常见用作高压应用中的高压气体绝缘体)。N2O在甚至约100psia的非常低的储存压力下的帕申曲线最小击穿电压间隔＜0.001mm(参见图9)。这种非常小的最大间隔距离显著地小于NOFB淬灭距离(正如在以下讨论和示例性地在图10中所示火焰不能传播的距离)，表明即使你能够直接将所储存的NOFB单元推进剂暴露于高电压，也将不太可能轻易地点燃。而且，这些相关点火的体积是如此小以至于它们不能引发持久的化学反应。NOFB单元推进剂的主要组分的这些属性表明，NOFB单元推进剂的无意识火花点火是不太可能的。有意地反复火花点火已经由小心设计的喷射器和火花点火系统证实(参见06年12月4日提交的题为″Injector Head″的相关美国序列号60/868,523，将其全文结合于本文中作为参考)以确保在发生在帕申曲线最小值(其中需要在气体中传播火花的最小电压的点)附近的启动处的发动机点火。
对在环境中切合实际的点火源其引发燃烧过程的潜在性进行了评价。如以上简单地讨论的，阀门向流体流赋予机械能，其能够很容易随着阀门部件横穿绝缘界面(即阀门座)滑动而通过摩擦起电转换成放电。为了进行预备实验以确定阀门是否是实际的点火机制，已经实施了NOFB单元推进剂存在下的自动阀门循环测试。实际中，将啮合的DC伺服马达连接于具有电子触发器的阀门以计数阀门周期并控制伺服马达。
热电偶和压力转换器连接到数据采集系统中并且信号传递到监控所处理的信号的计算机程序中。热电偶是露1/16″K型热电偶(以降低在事件检测中的时间滞后)。压力转换器用于确保系统中不存在缓慢泄漏因此降低了事故发生情况下的不确定性。闪回制动器(flashback arrestor)用于分离事故情况下的主阀门和压力转换器使得它们不会被毁坏。在这个实施方式中，球阀系统与系统其余部分经由尼龙传动装置而电隔离。一个可能的故障模式可以是阀杆放电导致火花在推进剂流中传播。利用该系统(以及其细微变化)，运行了8000次开/关循环而在100psia的压力(阀门的常见进料系统管线压力)下一次事故也没有记录到。飞行阀(Flight valves)按照类似的实验设计采用阀门界面上的预期NOFB流体性质的范围进行检定。
图6示出了用于以上描述的真空等价Isp发动机测试的示例性喷管系数值，Cf。因为在真空室推力试验台内测试发动机并不一直是经济的或可能的，因此能够进行定标计算而估算基于在大气条件下采用在发动机最小直径处(喉部)达到声速的流动所观察到的实验性能的真空等价Isp性能是什么情形。通过计算理论喷管系数，Cf，采用平衡化学分析软件如NASA′s CEA程序(Gordon and McBride(1994)，″Computer Program for Calculation of Complex ChemicalEquilibrium Compositions and Applications″，NASA ReferencePublication 131 1)(如图6所示)通过喷管扩展的排气化学确定，相对快速的实验观察的Isp测定结果能够通过测量实验发动机运行期间积分的室压和所消耗的单元推进剂质量而在典型的紧误差线(tight error bars)内进行测定。基本上，指示方程为：
Figure GPA00001136176500211
喷管系数也能够用于由以下方程确定真空中的发动机推力：
推力＝(室压)(喉部面积)(喷管系数)
图7A示出了一种NOFB单元推进剂制剂的热分解数据，而图7B显示了不同示例性NOFB单元推进剂的分解通过/不通过(Go/NoGo)测试与NOFB压力的总结。这个度量对于再生冷却式发动机设计和在确定安全温度处理限方面是特别有意义的。再生冷却式发动机采用流过燃烧室壁内的夹套的推进剂作为冷却剂以辅助维持燃烧室壁低于热故障限。在壁冷却过程中所获得的该能量并未损失而是产生较热的推进剂而被喷射回到室内(因此命名为再生)。同时大多数推进剂具有与推进剂的液体比热(加热液体温度上的一定变化所需的能量)有关的受限冷却容量，NOFB单元推进剂具有非常高的蒸气压。通过特意在再生夹套内产生压降，NOFB单元推进剂能够被迫“闪蒸”或挥发并通过发生相变(液体挥发成气体)而基本上从燃烧室壁吸收更多能量。这就是一个冰箱如何工作的类似概念，而在冷却的燃烧室壁上更加有效。在其它再生冷却设计和应用中，先进的夹套设计技术，其通过提高夹套表面积或增强边界层温度梯度而增强热量传输到NOFB单元推进剂中(尤其对于流动NOFB气体的情况)，可以用于再生冷却式发动机而无需“闪冷(快速冷却)”。在任一情形下，单元推进剂的最大冷却容量由单元推进剂的热分解限(thermal decomposition limit)进行限定。
图8A示出了NOFB单元推进剂的大的汽化焓(在汽化期间吸收的能量)，其衍生自图4中所示的相图并比较在从相同起始温度加热至约300℃的典型冷却剂中吸收的能量。图8B(衍生自图4)示出了以不同箱温度和相关箱密度并使推进剂流动通过任何产生压降的设备和/或介质开始而随着推进剂“闪冷”而发生的快速温度降低(注意：在该图中所示的质量(quality)是在平衡气/液混合物中的气体质量百分数)。图8B对于评价向发动机供料的进料线推进剂密度，当考虑以下描述的防闪回系统的设计，以及单元推进剂供应系统硬件必须运行其中的温度限时，也是关键的。图11示出了证明NOFB闪冷发动机原理的再生冷却式NOFB推进器的成功运行。这是产生非常高的燃烧室温度(参见图1)的NOFB单元推进剂的一种重要特性，其使得甚至异常高温燃烧室材料设计实施通常不太可行。相比而言，单元推进剂肼具有约1600℃的排气温度。
图9示出了作为气体压力的函数的纯N2O(主要NOFB组分)的示例性帕申曲线最小(最差情况的最佳压力×对于传播火花穿过两平行表面的间隙距离条件)火花传播距离。在室温储存压力下，火花间隙距离必须＜0.0001mm。这样小的相关火花体积不可能容许无意中的NOFB单元推进剂点火，因为示例性的NOFB淬灭距离为如以下讨论和图10中所示的大至少10倍。
单元推进剂对于冲击可以是敏感的，这种冲击会引发快速的化学反应(即，引爆)而导致灾难性系统故障。5.5米的冲击降落试验已经证实示例性NOFB单元推进剂对于冲击引起的引爆是不敏感的。
因为液体单元推进剂包括组合的燃料和氧化剂，因此它们能够形成潜在的点火机制(也称为“闪回(flashback”)而返回其储存箱。因此，防止闪回的机构必须包括在发动机和进料系统设计内。设计发动机喷射器和闪回控制机构的非常重要的参数是单元推进剂的淬灭距离。这是闪回火焰通过其能够传播的最小流路尺寸。实践中，该尺寸受另外的参数如迂曲度(流路的弯曲度)影响并且对于含流路的固体的温度影响程度较低。更小的流路尺寸将会淬灭火焰，并且一般能防止闪回，但是通过固体向未反应的单元推进剂通过热传递而发生的第二次点火，最终也必须进行考虑。图10示出了烧结金属孔径足以淬灭特意引爆而产生闪回的NOFB单元推进剂的实验数据。这些淬灭距离采用如图10中所示的不容许火焰扩展的等价或更小的孔径而结合到防闪回系统的设计中。
一般而言，推进剂能够与改变推进剂化学性质的储存和进料系统硬件随时间而发生化学反应。候选NOFB混合物的初步长时间持续测试已经证明它们在常见的航空航天推进系统材料(例如，不锈钢，聚四氟乙烯)存在下是化学稳定的。在这种情况下，三种不同单元推进剂掺混物暴露于聚四氟乙烯和不锈钢，并在室温下保持1.5年。如傅里叶变换红外(FTIR)吸收光谱所示，NOFB单元推进剂没有观察到化学改变。
图12示出了在利用NOFB(氧化亚氮燃料掺混物)单元推进剂的发动机中示例性低推力、未优化发动机运行测试数据。包括该图以证明利用NOFB单元推进剂掺混物在类飞行构造中的成功推进器的性能。推力基于喷管系数对于真空等价膨胀和发动机压力进行计算。
图13示出了相对于肼系统例如NOFB单元推进系统，递送的有效载荷质量(减去燃料箱)比上总湿重质量(装载燃料的运载工具)相对赋予运载工具的速率变化的比较，假设不同箱容量(tankage)(火箭推进干质量相对于总推进系统质量的百分数)作为所需的航天器速率变化的函数。
实施例4
小4缸发动机(160cc)经修改用于本发明的NOFB单元推进剂，以测试采用NOFB单元推进剂进行极端高空军事飞行器发动机运行和发射运载工具和人控航天器应用供能的设计(NASA的阿波罗13飞行任务几乎失败，是因为缺乏由板载火箭推进剂就能够运行的后备电源)。为了在该类型的应用中利用NOFB单元推进剂，有必要相对于在汽油/空气发动机中所用的原始参数修改喷射歧管、定时、火花隙、汽缸盖、和启动器/点火系统。发动机采用本发明的包含乙烯或者乙炔的氧化亚氮火箭燃料掺混物进行测试。尽管与这些应用有关的发动机硬件不同于已经检验的火箭发动机硬件，但是NOFB单元推进剂仍然基本上与火箭单元推进剂相同并且具有先前已经检验的相同优点：燃烧性能、无毒、流体处理特性和相对于肼的迅速燃烧动力学，例如，应用肼基发动机出口，对于替代应用，但是，类似于火箭应用，在这些应用中相对于NOFB单元推进剂，肼存推广使用的主要限制是肼更低的能量密度和毒性。
实施例5
本发明的单元推进剂能够用于展开系统构架。这在整个NOFB单元推进系统已经为与展开应用有关的应用所需时是尤其有益的。本发明也对在可膨胀/可刚性加压推进器的应用，对于翼梁(wingspar)和维持翼气压，以及对于可膨胀/可刚性化的月球车车轮(roverwheel)，都进行了研究。
基本系统将液体用于可燃气体发生器进行迅速展开，以及维持翼和/或可展开物的强劲长期展开的气压。
示例性的轻质可刚性化车轮被设计成提供尺寸约1.5m的车轮，在侵蚀性25％岩石丰度的火星地貌上具有低于1次风险/100m，以及采用30cm/像素轨道分辨率导航的能力。而且，车轮支撑超过了100kg/＜10kg车轮。该车轮采用了一套可膨胀壳，并具有复合轮圈。
示例性翼梁利用了本发明的单元推进剂，对可膨胀/快速刚性化翼梁(燃烧/闪冷)提供相对坚硬的翼以维持横穿该翼的稳定CL和CD，从而实现高的总L/D。所获得的特性示于图14中。
本发明的单元推进剂也用于展开系统中以提供可膨胀/可刚性化的螺旋桨。
本发明的可展开应用也可以包含对于运行后寿命的毁灭机制。这个应急选项能够用于深入敌后在不可能选择回收时的配置。
在这些应用中，初始用于推进应用的NOFB火箭单元推进剂也可以用于运行这些附加的附件配置和运行模式。
本发明的说明书提供了物质组成、方法、系统和/或结构以及在当前描述技术的示例性实施方式中的用途的完整描述。尽管该技术的各种实施方式以一定程度的特性，或参照一个或多个单一实施方式在以上进行了描述，但是在不偏离其技术的精神或范围的情况下，本领域的技术人员能够对这些公开的实施方式进行许多修改。由于许多实施方式能够在不偏离当前描述的技术的精神和范围下作出，并且合适的范围属于权利要求。其它实施方式因此是可以设想的。而且，应该理解到，任何操作可以以任何次序进行实施，除非明确以其它方式要求，或者通过权利要求语言本质上必须要求特定顺序。可以想到，在以上描述中包含的和在附图中所示的所有内容都应该解释为仅仅是具体实施方式的举例说明，并且不应该限制于所示的实施方式。在不偏离如在随后的权利要求中所限定的本发明技术的基本要素的情况下，可以进行细节或结构上的变化。在任何对应有用应用的权利要求中，除非使用术语“装置”，否则其中所引述的特性或要素不应该解释为35U.S.C§112
Figure GPA00001136176500251
的装置-加-功能的限制。

Claims (25)

1.一种单元推进剂，包含氧化亚氮和至少一种烃燃料。
2.根据权利要求1所述的单元推进剂，其中，所述烃燃料选自由乙烷、乙烯和乙炔组成的组。
3.根据权利要求1所述的单元推进剂，其中，氧化剂-燃料比为约2.5至约11.0。
4.根据权利要求3所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约4.0至约8.0。
5.根据权利要求4所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约4.5至约7.5。
6.一种单元推进剂，含有氧化剂-燃料比为约2.5至约11.0的氧化亚氮和乙烷。
7.根据权利要求6所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约3.0至约9.0。
8.根据权利要求7所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约4.0至约8.0。
9.根据权利要求8所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约4.5至约7.5。
10.一种单元推进剂，含有氧化剂-燃料比为约2.5至约11.0的氧化亚氮和乙烯。
11.根据权利要求10所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约3.0至约9.0。
12.根据权利要求11所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约4.0至约8.0。
13.根据权利要求12所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约4.5至约7.5。
14.一种单元推进剂，含有氧化剂-燃料比为约2.5至约11.0的氧化亚氮和乙炔。
15.根据权利要求14所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约3.0至约9.0。
16.根据权利要求15所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约4.0至约8.0。
17.根据权利要求16所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约4.5至约7.5。
18.一种单元推进剂，含有氧化剂-燃料比为约2.5至约11.0的氧化亚氮与乙炔、乙烷或乙烯中的两种或多种。
19.根据权利要求18所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约3.0至约9.0。
20.根据权利要求19所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约4.0至约8.0。
21.根据权利要求20所述的单元推进剂，其中，所述氧化剂-燃料比为约4.5至约7.5。
22.根据权利要求1所述的单元推进剂，其中，其它组分包含量小于所述单元推进剂的约30％。
23.根据权利要求2所述的单元推进剂，包含氧化亚氮以及乙炔、乙烷或乙烷中的一种或多种，其中所述一种或多种燃料在冷凝成液体之前的生产工艺过程中在气相中与氧化亚氮混合。
24.根据权利要求2所述的单元推进剂，含有氧化亚氮以及乙炔、乙烷或乙烷中的一种或多种，其中所述一种或多种燃料在生产工艺过程中在液相中与氧化亚氮混合。
25.根据权利要求2所述的单元推进剂，含有氧化亚氮和乙炔、乙烷或乙烷中的一种或多种，其中所述一种或多种燃料在生产工艺过程中在气相和液相的任何组合中与氧化亚氮混合。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112177697A (zh) * 2020-09-09 2021-01-05 西安交通大学 基于热分解反应的热防护耦合开式布雷顿发电系统

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008123895A2 (en) 2006-12-04 2008-10-16 Firestar Engineering, Llc Spark-integrated propellant injector head with flashback barrier
US20120279197A1 (en) * 2007-12-04 2012-11-08 Firestar Engineering, Llc Nitrous oxide flame barrier
US8413419B2 (en) * 2008-12-08 2013-04-09 Firestar Engineering, Llc Regeneratively cooled porous media jacket
US20110005195A1 (en) * 2009-07-07 2011-01-13 Firestar Engineering, Llc Aluminum porous media
WO2011091162A1 (en) * 2010-01-20 2011-07-28 Firestar Engineering, Llc Insulated combustion chamber
CA2789854C (en) * 2010-02-16 2017-01-31 David Randolph Smith Method and apparatus to release energy in a well
US20110219742A1 (en) * 2010-03-12 2011-09-15 Firestar Engineering, Llc Supersonic combustor rocket nozzle
US20110239962A1 (en) * 2010-04-02 2011-10-06 Firestar Engineering, Llc Low specific emission decomposition
CH704381A1 (de) * 2011-01-24 2012-07-31 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Betrieb eines Gasturbinenkraftwerks mit Abgasrezirkulation sowie Gasturbinenkraftwerk mit Abgasrezirkulation.
WO2013033437A2 (en) * 2011-08-30 2013-03-07 Firestar Engineering, Llc Thermal phase separation
FR2986229B1 (fr) * 2012-01-27 2014-03-21 Centre Nat Detudes Spatiales Cnes Nouveaux monergols ioniques a base de n2o pour la propulsion spatiale
US20130206320A1 (en) 2012-01-30 2013-08-15 Firestar Engineering, Llc Carbon-On-Carbon Manufacturing
CN104126058B (zh) * 2012-02-23 2016-07-06 昭和电工株式会社 发电装置、发电方法、分解气体锅炉和分解气体涡轮
US9459059B2 (en) * 2012-05-10 2016-10-04 Peter John Hamilton Mechanisms for firing projectiles and methods of their use
US9334069B1 (en) 2012-10-23 2016-05-10 The Boeing Company Propellant gauging at microgravity within the pressure—temperature—density inflection zone of xenon
EP2948668A4 (en) * 2013-01-23 2017-03-22 Combustion 8 Technologies LLC Increased diesel engine efficiency by using nitrous oxide as a fuel additive
US9989014B2 (en) * 2014-03-28 2018-06-05 The Boeing Company Premixed liquid propellant propulsion system and method with anti-flashback quenching liquid injector
CN104035333B (zh) * 2014-05-23 2015-06-10 北京空间飞行器总体设计部 一种深空探测器动力下降初始关键参数优化方法
JP6991542B2 (ja) * 2016-03-23 2022-02-03 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 噴射システム
US10634094B2 (en) 2016-05-27 2020-04-28 The Boeing Company Methods, systems and apparatuses for combustible lead for high triple point propellants
US10934030B2 (en) * 2016-07-21 2021-03-02 The Boeing Company Rocket propellant mixing and fueling systems and methods
DE102018114868A1 (de) 2018-06-20 2019-12-24 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Antriebssystem für ein Raumfahrzeug und Verfahren zum Antrieb eines Raumfahrzeugs
DE102019123057A1 (de) 2019-08-28 2021-03-04 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Antriebssystem für ein Raumfahrzeug und Verfahren zum Betreiben eines Raumfahrzeugs
RU2740948C1 (ru) * 2020-05-18 2021-01-21 Андрей Валерьевич Шеленин Экологическое топливо
RU2761188C1 (ru) * 2021-04-12 2021-12-06 Андрей Валерьевич Шеленин Ракетное топливо

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1032670A (zh) * 1987-10-21 1989-05-03 联合碳化公司 用于爆燃枪火焰喷镀的燃料-氧化剂混合物
US6779335B2 (en) * 2000-12-07 2004-08-24 Joseph Roger Herdy, Jr. Burning nitrous oxide and a fuel
US20070169461A1 (en) * 2006-01-19 2007-07-26 Honeywell International Inc. Catalytic bipropellant hot gas generation system

Family Cites Families (106)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1061847A (en) * 1912-10-04 1913-05-13 Alexander Constantine Ionides Jr Means for preventing the backward propagation of flame.
US1102653A (en) * 1913-10-01 1914-07-07 Robert H Goddard Rocket apparatus.
US1103503A (en) * 1914-05-15 1914-07-14 Robert H Goddard Rocket apparatus.
US1586195A (en) * 1924-12-06 1926-05-25 Standard Oil Co Flame arrester
US2447086A (en) * 1944-01-15 1948-08-17 Union Carbide & Carbon Corp Backfire arrester and flash back preventer
US2526222A (en) * 1948-01-02 1950-10-17 Daniel And Florence Guggenheim Cooling and feeding means for rocket type combustion chambers
US2609281A (en) * 1948-09-25 1952-09-02 Smith Welding Equipment Corp Flashback arrester
US2618540A (en) * 1949-09-30 1952-11-18 Air Reduction Gas mixer
LU31550A1 (zh) * 1955-03-28
US3085393A (en) * 1958-06-03 1963-04-16 North American Aviation Inc Rocket engine starting method
US2960096A (en) * 1959-08-24 1960-11-15 Aqualite Corp Preloaded rupturable-disc relief valve
US3266241A (en) * 1963-07-29 1966-08-16 United Aircraft Corp Propellant injector
US3423272A (en) * 1966-01-10 1969-01-21 Hawkinson Paul E Stitching machine and tire builder
US3512556A (en) * 1967-09-20 1970-05-19 Serge N Mckhann Self-protective conduit system
US3535066A (en) * 1968-08-26 1970-10-20 Wagner Mining Scoop Inc Flame arrester
US3607369A (en) * 1968-09-11 1971-09-21 Union Carbide Corp Method for forming porous aluminum layer
US3719046A (en) * 1970-07-02 1973-03-06 Rocket Research Corp Rocket engine cooling system
US3748111A (en) * 1971-06-11 1973-07-24 W Klose Flame arrestor
US3730049A (en) * 1971-06-25 1973-05-01 Olin Corp Safety system for explosive powder storage bin
GB1399817A (en) * 1971-11-08 1975-07-02 Kidde & Co Walter Pilot operated valve
US3779714A (en) * 1972-01-13 1973-12-18 Scm Corp Dispersion strengthening of metals by internal oxidation
GB1407636A (en) * 1972-11-28 1975-09-24 Penny R N Regenerative heat exchanger
GB1520402A (en) * 1974-07-30 1978-08-09 Mitsubishi Electric Corp Combustion apparatus
JPS5627047A (en) * 1979-08-07 1981-03-16 Honda Motor Co Ltd 4-cycle engine
US4398527A (en) * 1980-08-22 1983-08-16 Chevron Research Company Internal combustion engine having manifold and combustion surfaces coated with a foam
US4446351A (en) * 1981-02-27 1984-05-01 Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha Process for preparing a press die
US4458595A (en) * 1982-06-07 1984-07-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Ablative liner
JPS58214652A (ja) * 1982-06-08 1983-12-13 Natl Aerospace Lab 複合冷却ロケツト燃焼器
US4673349A (en) * 1984-12-20 1987-06-16 Ngk Insulators, Ltd. High temperature surface combustion burner
US4707184A (en) * 1985-05-31 1987-11-17 Scm Metal Products, Inc. Porous metal parts and method for making the same
US4736676A (en) * 1986-07-30 1988-04-12 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Composite piston
GB8721018D0 (en) * 1987-09-07 1987-10-14 Alcan Int Ltd Porous inorganic membrane support
US4902539A (en) * 1987-10-21 1990-02-20 Union Carbide Corporation Fuel-oxidant mixture for detonation gun flame-plating
US4992233A (en) * 1988-07-15 1991-02-12 Corning Incorporated Sintering metal powders into structures without sintering aids
US4909730A (en) * 1989-01-23 1990-03-20 Westech Industrial Ltd. Flame arrester having detonation-attenuating means
DE4135776C1 (zh) * 1991-10-30 1993-05-06 Dynamit Nobel Ag
US5203296A (en) * 1992-04-09 1993-04-20 Barbron Corporation Flame arrester having helical flame arresting member
US5305726A (en) * 1992-09-30 1994-04-26 United Technologies Corporation Ceramic composite coating material
DE4303169C1 (de) * 1993-02-04 1994-04-28 Dynamit Nobel Ag Gasentwickelndes Material sowie Verwendung des Materials zur Erzeugung von Nutz- oder Druckgas
US5855827A (en) * 1993-04-14 1999-01-05 Adroit Systems, Inc. Pulse detonation synthesis
US6003301A (en) * 1993-04-14 1999-12-21 Adroit Systems, Inc. Exhaust nozzle for multi-tube detonative engines
US5364586A (en) * 1993-08-17 1994-11-15 Ultram International L.L.C. Process for the production of porous membranes
US5477613A (en) * 1993-12-21 1995-12-26 United Technologies Corporation Method of simultaneously forming rocket thrust chamber cooling tubes
US5608179A (en) * 1994-02-18 1997-03-04 The United States Of America As Represented By The Administration Of The National Aeronautics And Space Administration Catalytic ignitor for regenerative propellant gun
US6652765B1 (en) * 1994-11-30 2003-11-25 Implant Innovations, Inc. Implant surface preparation
US6196164B1 (en) * 1995-04-04 2001-03-06 Srp 687 Pty. Ltd. Ignition inhibiting gas water heater
DE69606470T2 (de) * 1995-07-06 2000-09-07 Isuzu Ceramics Res Inst Brennkraftmaschine mit Schallabsorptionsverfahren auf der Aussenseite des Brennraums
US5632319A (en) * 1995-10-04 1997-05-27 Industrial Technology Research Institute Method for manufacturing environmentally conscious foamed aluminum materials
US5649720A (en) * 1995-11-30 1997-07-22 Morton International, Inc. Inflators which store premixed fluid fuel and oxidizer in a porous matrix
DE19621045C2 (de) * 1996-05-24 1999-04-15 Autoflator Ab Gasgenerator
US5768885A (en) * 1996-12-03 1998-06-23 Autoliv Asp, Inc. Regenerative piston liquid propellant rocket motor
JPH10175313A (ja) * 1996-12-18 1998-06-30 Tec Corp インクジェットプリンタ
US6098548A (en) * 1997-03-05 2000-08-08 Autoliv Asp, Inc. Non-pyrotechnic initiator
JP3269827B2 (ja) * 1997-04-04 2002-04-02 ユニバーシティ・オブ・サザン・カリフォルニア 電気化学製造のための物品、方法、および装置
DE19730674A1 (de) * 1997-07-17 1999-01-21 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer
US6332907B1 (en) * 1997-08-30 2001-12-25 Honsel Gmbh & Co. Kg Alloy for producing metal foamed bodies using a powder with nucleating additives
US7475560B2 (en) * 1997-09-19 2009-01-13 Advanced Porous Technologies, Llc Cooling tubes and straws for liquids
US6135070A (en) * 1998-01-05 2000-10-24 Robert A. Crandall Two cycle 60 degree V6 and 90 degree V4 internal combustion engine
US6397580B1 (en) * 1998-07-09 2002-06-04 Bi-Propellant Rocket Research Corporation High performance rocket engine having a stepped expansion combustion chamber and method of making the same
US6047541A (en) * 1998-08-26 2000-04-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force HAN TEAN (xm-46) mixing gas generator propellant tank pressurizer for launch vehicles and spacecraft
US5925837A (en) * 1998-09-16 1999-07-20 Chien-Ping Ju Manufacturing method and products of metallic friction material
US6823831B2 (en) * 1998-09-28 2004-11-30 Parker-Hannifin Corporation Flame arrestor system for fuel pump discharge
US6045638A (en) * 1998-10-09 2000-04-04 Atlantic Research Corporation Monopropellant and propellant compositions including mono and polyaminoguanidine dinitrate
SE513930C2 (sv) * 1999-02-26 2000-11-27 Svenska Rymdaktiebolaget Flytande drivmedel
US6179608B1 (en) * 1999-05-28 2001-01-30 Precision Combustion, Inc. Swirling flashback arrestor
US6250072B1 (en) * 1999-07-02 2001-06-26 Quoin, Inc. Multi-ignition controllable solid-propellant gas generator
US6435211B2 (en) * 1999-07-13 2002-08-20 William L. Stone HVAC damper
US6984273B1 (en) * 1999-07-29 2006-01-10 Aerojet-General Corporation Premixed liquid monopropellant solutions and mixtures
AUPQ361299A0 (en) * 1999-10-22 1999-11-18 University Of Queensland, The Reducing skin friction drag
AU5695001A (en) * 1999-11-11 2001-07-24 Kelly Space & Technology, Inc. Nitrous oxide/fuel monopropellants
US6673173B1 (en) * 2000-02-02 2004-01-06 Autoliv Asp. Inc. Gas generation with reduced NOx formation
US6336318B1 (en) * 2000-02-02 2002-01-08 Hughes Electronics Corporation Ion thruster having a hollow cathode assembly with an encapsulated heater, and its fabrication
DE10034016C1 (de) * 2000-07-13 2002-01-03 Hilti Ag Treibgas für brennkraftbetriebene Werkzeuge
US6606851B1 (en) * 2000-09-08 2003-08-19 Joseph Roger Herdy, Jr. Transpiration cooling of rocket engines
US6915834B2 (en) * 2001-02-01 2005-07-12 Goldschmidt Ag Process for producing metal foam and metal body produced using this process
US6644961B2 (en) * 2001-03-27 2003-11-11 The Protectoseal Company Flame arrestor with reflection suppressor
US6719608B1 (en) * 2001-04-19 2004-04-13 Oluma, Inc. Fabrication of devices with fibers engaged to grooves on substrates
EP1279898B1 (de) * 2001-07-26 2008-09-10 ALSTOM Technology Ltd Vormischbrenner mit hoher Flammenstabilität
US6699035B2 (en) * 2001-09-06 2004-03-02 Enardo, Inc. Detonation flame arrestor including a spiral wound wedge wire screen for gases having a low MESG
US6896512B2 (en) * 2001-09-19 2005-05-24 Aztec Machinery Company Radiator element
US6755438B2 (en) * 2001-10-22 2004-06-29 Autoliv Asp, Inc. Elongated inflator device and method of gas production
JP3926333B2 (ja) * 2001-12-05 2007-06-06 ティーディーエイ リサーチ インコーポレイテッド 液体炭化水素からカーボンナノ材料の合成のための燃焼方法
US6679049B2 (en) * 2002-01-22 2004-01-20 Hy Pat Corporation Hybrid rocket motor having a precombustion chamber
CN1723575A (zh) * 2002-06-05 2006-01-18 瑞威欧公司 分层电化学电池及其制造方法
CA2392687A1 (en) * 2002-07-17 2004-01-17 Antonio Miceli Flashback precluding torch
US6972064B2 (en) * 2002-10-23 2005-12-06 Alliant Techsystems Inc. Method of forming laminar structures having variable angle tape wrap
US20060121080A1 (en) * 2002-11-13 2006-06-08 Lye Whye K Medical devices having nanoporous layers and methods for making the same
US7597936B2 (en) * 2002-11-26 2009-10-06 University Of Utah Research Foundation Method of producing a pigmented composite microporous material
US7124574B2 (en) * 2002-12-04 2006-10-24 United Technologies Corporation Method and apparatus for a substantially coaxial injector element
US6799417B2 (en) * 2003-02-05 2004-10-05 Aerojet-General Corporation Diversion of combustion gas within a rocket engine to preheat fuel
US6931832B2 (en) * 2003-05-13 2005-08-23 United Technologies Corporation Monopropellant combustion system
US7757476B2 (en) * 2003-07-22 2010-07-20 The Aerospace Corporation Catalytically activated transient decomposition propulsion system
DE10336530B3 (de) * 2003-08-05 2005-02-17 Leinemann Gmbh & Co. Flammendurchschlagsicherung
US7585381B1 (en) * 2003-08-07 2009-09-08 Pioneer Astronautics Nitrous oxide based explosives and methods for making same
US6895743B1 (en) * 2003-09-05 2005-05-24 Mcelheran Terry Liquid propellant rocket motor
US7017329B2 (en) * 2003-10-10 2006-03-28 United Technologies Corporation Method and apparatus for mixing substances
US20050126755A1 (en) * 2003-10-31 2005-06-16 Berry Jonathan D. Method and apparatus for improved flame stabilization
US7569193B2 (en) * 2003-12-19 2009-08-04 Applied Materials, Inc. Apparatus and method for controlled combustion of gaseous pollutants
US7417714B2 (en) * 2004-11-02 2008-08-26 Nikon Corporation Stage assembly with measurement system initialization, vibration compensation, low transmissibility, and lightweight fine stage
US7451751B2 (en) * 2004-12-10 2008-11-18 Jim Atherley Nitrous-oxide system
US7370469B2 (en) * 2004-12-13 2008-05-13 United Technologies Corporation Rocket chamber heat exchanger
GR1005904B (el) * 2005-10-31 2008-05-15 ΑΡΙΣΤΟΤΕΛΕΙΟ ΠΑΝΕΠΙΣΤΗΜΙΟ ΘΕΣΣΑΛΟΝΙΚΗΣ-ΕΙΔΙΚΟΣ ΛΟΓΑΡΙΑΣΜΟΣ ΑΞΙΟΠΟΙΗΣΗΣ ΚΟΝΔΥΛΙΩΝ ΕΡΕΥΝΑΣ (κατά ποσοστό 40%) Καταλυτικο φιλτρο μεταλλικου αφρου για το καυσαεριο των κινητηρων ντηζελ.
WO2008123895A2 (en) * 2006-12-04 2008-10-16 Firestar Engineering, Llc Spark-integrated propellant injector head with flashback barrier
US20090126514A1 (en) * 2007-09-05 2009-05-21 Eric Gregory Burroughs Devices for collection and preparation of biological agents
US20090071434A1 (en) * 2007-09-19 2009-03-19 Macmillan Shaun T Low heat rejection high efficiency internal combustion engine
US8671684B2 (en) * 2008-04-16 2014-03-18 Donald E. Moriarty Partially self-refueling zero emissions system

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1032670A (zh) * 1987-10-21 1989-05-03 联合碳化公司 用于爆燃枪火焰喷镀的燃料-氧化剂混合物
US6779335B2 (en) * 2000-12-07 2004-08-24 Joseph Roger Herdy, Jr. Burning nitrous oxide and a fuel
US20070169461A1 (en) * 2006-01-19 2007-07-26 Honeywell International Inc. Catalytic bipropellant hot gas generation system

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112177697A (zh) * 2020-09-09 2021-01-05 西安交通大学 基于热分解反应的热防护耦合开式布雷顿发电系统
CN112177697B (zh) * 2020-09-09 2022-02-22 西安交通大学 基于热分解反应的热防护耦合开式布雷顿发电系统

Also Published As

Publication number Publication date
WO2009062183A1 (en) 2009-05-14
AU2008323666A1 (en) 2009-05-14
EP2209876A4 (en) 2014-01-08
JP2011502935A (ja) 2011-01-27
US20090133788A1 (en) 2009-05-28
JP5711536B2 (ja) 2015-05-07
EP2209876A1 (en) 2010-07-28

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CN101855325A (zh) 氧化亚氮燃料掺混物单元推进剂
Jens et al. Hybrid rocket propulsion systems for outer planet exploration missions
Cantwell et al. Recent advances in hybrid propulsion
Florczuk et al. Performance evaluation of the hypergolic green propellants based on the HTP for a future next generation spacecrafts
Haeseler et al. Green propellant propulsion concepts for space transportation and technology development needs
Rarata et al. Novel liquid compounds as hypergolic propellants with HTP
Cong et al. Propulsive performance of hypergolic H202/kerosene bipropellant
Hurlbert et al. Nontoxic orbital maneuvering and reaction control systems for reusable spacecraft
Florczuk et al. Assessment of various fuel additives for reliable hypergolic ignition with 98%+ HTP
Mayer et al. European Fuel Blend development for in-space propulsion
Tanaka et al. The “greening” of spacecraft reaction control systems
Mungas et al. NOFBX: A new non-toxic, Green propulsion technology with high performance and low cost
Božić et al. Program AHRES and its contribution to assess features and current limitations of hybrid rocket propulsion
Remissa et al. Propulsion Systems, Propellants, Green Propulsion Subsystems and their Applications: A Review
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Mehendiratta et al. A review on different propellant materials for space vehicles and their characterisation
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Kara et al. Hybrid Propulsion System: Novel Propellant Design for Mars Ascent Vehicles
Shimada et al. Study of low-cost 100kg-satellite launcher using hybrid rocket engines

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