CN105209340B - 运载工具和系统以及其发射方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种发射系统(20)、用于该发射系统(20)的运载工具(200)，和利用运载工具(200)和/或发射系统发射有效载荷的方法。本发明可以用于将有效载荷投放到陆地位置、地球轨道位置或轨道外位置。运载工具(200)可以包括有效载荷(240)、推进剂罐(230)、电加热器(220)和排气喷嘴(210)，诸如轻气体(例如，氢气)这样的推进剂在电加热器中被电加热，加热的推进剂从排气喷嘴膨胀出以提供例如为7‑16km/sec的排气速度。运载工具可以用于发射系统，该发射系统可以进一步包括由至少一个管(110,130)形成的发射管(100)，该至少一个管(110,130)可以是导电的并且可以与至少一个绝缘体管(120)组合起来。还可以提供电能源(300)。

Description

运载工具和系统以及其发射方法
技术领域
本申请涉及用于发射有效载荷的系统、方法和设备。该有效载荷可以被用于太空发射或运载到地面位置，本发明可以用于在从发射管到其期望位置对有效载荷进行加速。
背景技术
已知有许多装置用于对物体进行加速。相对小的抛射体是经由受控炸药包(explosive charge)，诸如用火药有效加速的。然而，随着被加速的物体的质量的增加，所需的爆炸力显著增加。例如，化学燃烧火箭是目前已经被证实成有效地用于将有效载荷发射到太空中的唯一装置。尽管已经做出了大量工作来试图研发出用于快速加速大的有效载荷的替代技术，诸如电磁炮、热炮和等离子弧加速，但迄今还没有任何替代技术被证明是有用而可靠的，尤其是在太空飞行器的发射方面。
关于航天发射，尽管火箭推进是经过长期检验的技术，但是仅仅依靠常规火箭发射是有问题的，因为其仍旧是昂贵的、危险的，并且是由政府基金支配的。这样的问题通过对于美国宇航局的航天飞机项目的终结和缺乏适当的取代者得以说明。使用火箭推进的新的太空发射的交付周期(lead time)典型地是三至十年。太空发射是不经常进行的，通常对于每个客户进行的频率为小于一年一次至每年几次。这妨碍了某些技术，诸如通信的进步。例如，卫星技术的发展是缓慢而昂贵的，并且经常会在发射和卫星部署之后很快过时。这些因素和伴随的持续政府涉入导致成本高而利润低。具体而言，广为人知的是，利用目前的火箭发射技术将一公斤的材料部署到地球轨道上要花费$2,000至$10,000或者更多。
已经提出许多种火炮发射(gun launch)系统来作为火箭的替代方案。热炮(thermal gun)是一种之前提出的替代技术。常规的热炮已经包括火药、液体推进剂和随行装药热炮。电热炮已经包括纯电热炮和电热化学炮。轻气热炮已经包括一级和二级版本。还提出了Ram加农热炮。电磁炮是另一种以前提出的替代技术。电磁炮的线圈版本包括超导型(例如，失超或直流同步)、刷型(例如，行进波、扩展前沿(expanding front)和崩溃前沿(collapsing front))，和电感型(例如，单相和多相)。电磁炮的轨道版本包括DES型和后膛馈入型(breech fed-type)(例如，增广的和简单的)。
提议的热炮系统均具有受到推进气体的音速的限制的共同特征。因此，出于实际的工程学原因，这些炮系统大致受到推进气体的音速的限制。火箭系统并不会以这种方式受到限制。电磁炮在理论上不会受到推进气体的音速的限制，但是关于电磁发射器的实验结果表明发射器的性能并不会遵循理论预测，因为在速度超过2,000to 4,000m/s时会导致等离子电枢的不稳定。超过那些速度时，由发射器中的高磁场激发的等离子电枢不稳定导致电流流向不期望的位置，并且发射器中的能量被耗散而不是有效地应用到对抛射体进行加速上。这种现象的棘手物理问题在某些方面类似于磁约束聚变的物理问题，众所周知的是，由于在存在高磁场的情况下导致的各种等离子不稳定，这会给实际应用带来许多障碍。
所有上述炮发射途径，包括热炮和电磁炮，均具有它们对有效载荷施加了过大的加速力的共同特征。加速典型地为数万个G。这些加速度是试图取得高速的炮发射系统的操作的物理学的基本结果。炮系统能够获得的最大速度与加速度的平方根成正比。因此，加速度必须按照增大的发射速度的平方来增大。这些加速度对于设计出能够经受住发射并且在发射之后还能完成复杂任务的有效载荷方面施加了巨大的挑战。尽管存在这些挑战，但可以理解的回报如此之高，因此在70年代至90年代早期美国政府在研究和开发所有类型的炮发射器方面投入了数亿美元。
火箭推进相比于炮推进的主要优势在于最终可以取得的速度与加速度无关，并不会受限于加速度的平方根的比例。然而，火箭推进的主要限制在于由有效载荷质量代表的总运载工具质量的质量分数受到众所周知的火箭方程这样的物理现象的限制。这种物理现象导致有效载荷分数与最终获得的速度相对于火箭排气速度的比例成指数规律地下降。由于化学反应能量的限制，化学火箭受到大约2,000至大约4,800m/s的排气速度的限制。因此，由于任务所需的总速度增长为远超过4,800m/s，总的有效载荷分数增加得很小。为了到达地球轨道，将空气动力和重力损耗包括在内，需要的总的速度增量是大约8,000m/s。这比可以达到的化学火箭排气速度4,800m/s高出相当之多，根据火箭方程计算出的有效载荷分数因此相对低。使这个问题复杂化的还有使火箭起作用的必要设备(诸如，但不限于发动机和推进剂容器)的附加质量。当包括了这些附加质量时，则有必要将总速度拆分成增量或阶段来限制附加质量对于发射的影响，使得每个阶段的附加质量可以被抛弃以便不损害随后的阶段。过去，两级、三级和四级火箭运载工具已经被用来将有效载荷从地球表面发射到地球轨道。以往，对于这样的运载工具在到达轨道时总的结果有效载荷分数分布在从针对较小火箭的大约0.5％到针对非常大的火箭系统的大约2.5％的范围内。这意味着，从97.5％至99.5％的其他部分或者被整个丢弃了，或者被或多或少地重新利用了。与在先的同时代不重复使用的发射器相比较，关于美国航天飞机的最近的历史经验已经表明不可重复使用的发射器是更有成本效益的。由于发射为太空飞船系统的不同部件带来非常高的应力，会导致对太空飞船系统的不同部件的修理和翻新成本很高，因此对于太空飞船来说重新利用带来的预期成本节省并不能实现。
商业实体已经尝试进入火箭太空发射市场，但是高效率的、成本有效的且可靠的发射装置还没有得到验证，尤其是适合频繁发射的装置。这些工作受到了以下因素的限制：用化学火箭能够得到的有效载荷分数较低，多级的必须性，其是不可重复使用的或者在发射之间需要进行昂贵的修理或翻新。太空发射的高昂成本意味着公共事业支出将继续是太空发射技术的重要因素，并且盈利能力将继续保持为很低。本领域中需要这样一种系统、方法和设备，用于可靠而高效地发射包括太空交通工具的抛射体。这种系统的期望特性是较低至适度的加速度、到达轨道时的高有效载荷分数和逃逸速度，以及用单级实现期望速度的能力。
发明内容
本发明涉及运载工具、发射系统和发射有效载荷的方法。该运载工具、系统和方法可适于实现较低至适度的加速度、到达轨道和逃逸速度的高有效载荷分数和用单级实现到达轨道和逃逸速度的能力。本发明为将有效载荷投放到地球上的任意期望位置、投放到地球轨道中或总体投放到太空中创造条件。有效载荷可以包括多种物体，该物体包括卫星、原料或资源、弹道学物体(ballistics)和类似物。有效载荷进一步包括人类乘客。
本发明的运载工具、系统和方法具有以下当中的一种或多种好处：1)每单位能量高电流脉冲式电源的成本较低；2)以使得产生的磁场最小化至接近于零的方式将来自固定电源的电能通过抽真空的发射管有效地传输到移动的电火箭推进的有效载荷；3)从发射管壁导体到移动的运载工具的功率和能量的传输是稳定而有效的；和4)具有高比冲的高推力-重量电火箭推力器。
一方面，本发明提供了一种运载工具。优选地，该运载工具用于有效载荷的高速投放。在某些实施例中，运载工具可包括以下项：有效载荷容器；容纳推进剂的推进剂罐；与所述推进剂罐流体相连并且用于电加热推进剂以形成排出尾气的电加热器；和一个或多个电触点，其适用于将电流的流动从外部源引导通过电加热器。在进一步的实施例中，运载工具还可以包括与来自电加热器的排出尾气流体连通的扩散形喷嘴。在一些实施例中，电加热器可以是电阻加热器。优选地，电阻加热器可以包括在保护壳内部的电加热的多孔缸。优选地，电加热的多孔缸包括钨壁。在进一步的实施例中，电加热器可以是电弧加热器。优选地，电弧可以是涡流稳定电涡弧。进一步地，电弧加热器可以包括在保护壳内部的涡流室。在一些实施例中，电弧加热器可以包括通过涡流室分隔开的同轴电终端。在其他实施例中，电触头可以是滑动电触头。
在进一步的方面中，本发明提供了一种发射系统。在不同实施例中，该发射系统可以包括以下：如本文描述的运载工具；发射管，包括被绝缘体分离开的两个或更多个同心的导电管，该发射管适用于通过其推进运载工具；和电能源。在一些实施例中，电能源可以包括电池组。在进一步的实施例中，电能源进一步可以包括电感器。
在再一方面，本发明提供了用于发射有效载荷的方法。在某些实施例中，该方法可以包括以下步骤：将有效载荷设置在包括在如本文描述的发射系统中的运载工具的有效载荷容器中；和电加热电加热器中的推进剂，以形成速度足以将有效载荷推动到发射管以外的排出尾气。
在进一步的实施例中，本发明的特征可以是多个不同实施例。尤其是，本发明的运载工具、发射系统和用于发射有效载荷的方法可以通过以下当中的一项或多项限定。
本发明包括一种发射器，其中使用从发射包排出的材料来从发射管加速发射包，其中排出的材料是通过对发射包内(或在发射包前方且与发射包相接触)的低原子量元素进行加热形成的，其中用于这种加热的能量是从发射管壁电气提供给发射包的。在一些实施例中，发射器可以设置在地球上。在其他实施例中，发射器可以放置在自由空间中或放置在另一个天体上。
本发明的系统和方法可以配置成实现的出口速度处于大约2,000至大约50,000m/sec、大约4,000至大约30,000m/sec、大约6,000至大约15,000m/sec或大约8,000至大约12,000m/sec的范围内。在一些实施例中，可以使用单级轻气体炮将发射包首先加速到大约100至大约5,000m/sec的初始速度。在进一步的实施例中，用单级轻气体炮实现的速度可以是大约500至大约3,000m/sec或大约1,500至大约2,500m/sec。用于单级轻气体炮的轻气体可以被预加热。例如，用于单级轻气体炮的气体可以被电加热。在一些实施例中，电加热可以从与发射器相同的能量源获得。
该管可以用一个在另一个内部的两个同心导体构成，这两个同心导体之间具有最小的厚度的绝缘材料，以便使高驱动电流“形成(charge up)”的磁场的体积最小化，该高驱动电流沿着管流下去且沿着管流回以驱动发射包加热器。这种磁场能量具有几个不良效应。不良磁场需要能量，而该能量无益于推动发射包。不良磁场能量可以在发射之后立即被释放，并且如果能量水平没有被最小化(而本发明实现了这种最小化)则可能导致毁灭性损害。这已经导致现有技术发射器，诸如轨道炮，不能实现高速度。磁场产生导致崩溃或更高成本或磨损的高机械力和应力。这还导致诸如轨道炮这样的现有技术发射器不能实现高速度。磁场产生高感应电压，这种高感应电压可能导致在不希望的地方产生电弧，并且可能导致损耗或毁灭性损害或故障。磁场对在发射管导体与滑动触头之间形成的任何电弧上产生力，该滑动触头向发射管发送电流和电能。通常，这些力导致电弧以比发射包高得多的加速度和速度向前移动。于是电流从人们希望该电流所在并且需要该电流所在用于推进发射包的地方，被转移偏离到人们不希望的不同区域，导致能量的损失、发射包的阻滞和/或毁灭性损害和/或故障。这进一步导致诸如轨道炮这样的现有技术发射器未能实现高速度。
本发明提供了“电防磁”发射器。现有技术的轨道炮和线圈炮主动诱导磁力的形成以推动发射包。所需要产生的非常高的磁场导致上述有害效应。有益的是，本发明的系统和方法可以配置成使磁场最小化。
本发明使用由导管传导的电能实现的电加热形成的热膨胀气体形成的力。在一些实施例中，本发明利用热的、轻气体的膨胀。例如，氢气可以被加热到5,000K以上，导致排出的气体由单独氢原子组成。在一些实施例中，加热可以最多达到100,000K，这可以导致排气速度高达77,000m/sec。发射速度可以达到150,000m/sec或排气速度的大约两倍。最大速度可能限于在太空中使用，因为对于从地球表面上发射的实际极限是大约100,000m/sec，这是由于在这个速度时的气动阻力可能达到大约1,000,000PSI。
地球发射实现的速度实际上可达到大约50,000m/sec，该速度产生250,000PSI，通过使用适当的构造，诸如附加发汗冷却的金属端头或类似物可以降低该气动阻力。地球发射实现的速度实际上可能达到大约18,000m/sec，该速度产生30,000PSI，通过使用适当的构造，诸如附加烧蚀碳端头或类似物可以降低该气动阻力。另一个限制是由发射人类时的发射器长度施加的。运送人类乘客的发射器的速度可能受限于不大于大约20G的加速度。使用长度最多为大约1,000km的发射管可以安全地产生最多为大约20,000m/sec的速度。
用于膨胀的轻气体可以例如在电加热器中被加热。在其他实施例中，该加热器可以是电阻加热器，或者该加热器可以是电弧加热器。在一些实施例中，加热元件可以是发汗管元件，和/或加热器壁可以通过发汗来冷却。
该轻气体可以用电离元素催化(seed)，以促进电弧的稳定性和传导性以及电离。适宜的可电离的元素的非限制性示例包括铯、铷、钾、钠和锂。
传导的滑动触头可以配置成与管壁处于机械滑动配置，并且可以呈现低电压降。在一些实施例中，滑动配置可以包括触头与管壁之间的物理接触。在特定实施例中，传导的滑动触头可以配置成与管壁构成电弧滑动接触，其具有最小化的压降。该电弧可以通过使用例如滑动绝缘周界经由机械安全壳来限制。在一些实施例中，该电弧可以经由磁力来限制。例如，磁力可以通过经由特定形状的电流环路转移经过接触点的电流生成。在其他示例中，磁力可以通过在发射包上的自含式电源生成。在进一步的示例中，磁力可以由诸如永久磁体或超导磁体这样的磁体生成。在一些实施例中，滑动触头可以由蒸发流体冷却。例如，蒸发流体可以是轻的气体，该轻的气体可以从运载工具的推进剂罐产生，或者可以来自独立的源。在其他实施例中，滑动触头可以由滑动触头熔化或汽化中的材料冷却。当被利用时，蒸发流体可以是导电的。优选地，蒸发流体可以是具有低电离势的低熔点金属。例如，低熔点金属可以是铯、铝、锂，或者具有低电离势的类似的低熔点软金属。滑动触头可以包括绝缘周界，该绝缘周界可以被发汗冷却。用于这种冷却的该发汗流体可以是绝缘材料，诸如氢、六氟化硫或其它液体或气体。滑动触头的至少一部分可以适于呈现一种或多种状态转换。例如，滑动触头可以与固体管壁定义滑动固体-固体交互作用，这种交互作用在滑动触头的与管壁交互作用的至少一部分转变成融化的液态金属时转变成液体-固体交互作用。在一些实施例中这种状态转变可以在发射器速度为大约1000至2000m/sec时发生。例如，在大约1500至大约3000m/sec的速度，状态可以转变成电弧接触。电弧电压可以是大约100至大约300V。电弧可以稳定地定位在接触点处，并且基本上不移动到期望接触区域以外。
导电管壁可以具有不同数目和几何形状的开槽轨道，以便于滑动触头与导电带相接触。轨道可以配置成基本上防止在管导体之间产生电弧，并且可以配置成将发射包对准和基本上防止发射包在管中旋转。在一些实施例中，导电带可以限定沿着导电管长度的至少一部分延伸的纵向轨道。尤其是，导电带可以与导电管同轴。在一些实施例中，导电管壁可以具有多层不同的材料。例如，该材料可以主要是钢或铝。在一些实施例中，最内层可以是高温耐磨导电材料，诸如钨或铼或硬铜。进一步地，材料的夹层可以设置在主要的外层和最内层之间。在示例性实施例中，夹层可以是铜或钼。在一些实施例中，导电管壁的内表面的大部分可以涂以绝缘体。例如，除导电带限定的部分以外的导电管壁的内表面几乎全部可以被涂以绝缘体。在导电管内壁上的绝缘体可以是，例如，陶瓷或复合材料。在一些实施例中，可以存在与一条返回电流路径串联的一条电流流出路径。在其他实施例中，可以存在多条并联的电流流出路径，并且所有这些电流出站路径可以与多条电流返回路径串联。发射器电感可以与并联的电流路径的数目成比例地降低。有益的是，降低的电感可以降低磁场能量，因此降低磁场的有害影响。
在一些实施例中，开槽轨道绝缘体可以被发汗冷却和/或导电条可以被发汗冷却。发汗流体可以是，例如，导电材料。还可以使用基本上避免了材料消散到移动运载工具后面(并且因此避免了不期望的电弧形成)的用于冷却导电带的任意另外的装置。
推进剂罐的外直径可以与发射管内直径基本上相同。推进剂罐可以报考在其外表面的至少一部分上的滑动接触带。滑动接触带可以配置成随着运载工具的速度增大而蒸发。这样蒸发的带可以提供低阻力气体轴承，以最小化摩擦阻力。这样蒸发的带可以产生绝缘的蒸汽，使得该蒸汽抑制而不是促进了任何的电弧产生。在一些实施例中，滑动接触带可以包括填充有液体六氟化硫或其他适宜材料的孔隙。
可以将一装置插入到导电发射管中，用于监视、对准和维修。在一些实施例中，可以通过主动对准装置来对准发射管。
发射管可以是基本上水平的，除了在出口端附近是向上(即，沿发射方向)弯曲的以外。在一些实施例中，发射管可以跟随地球的曲率。在其他实施例中，发射管可以处于恒定倾斜角。如果需要，管床可以逐渐倾向于管的恒定倾斜角。
发射管可以被抽真空，并回填以低压轻气体以最小化在加速期间的气动阻力，同时对发射包前方的电弧击穿提供增大的阻力。在一些实施例中，发射管可以被抽真空，并且可以沿着管在时间上按顺序地引入气体的高速脉冲(例如，经由发汗)，以便在管壁上裹上一层气体，该层气体可以隔离管壁，但是没有时间膨胀到管径的大半部分从而增大气动阻力。在一些实施例中，发射管的初始分段可以配置成不导电。利用没有被电加热或者在发射启动之前通过电气装置或其它装置预先加热的膨胀气体，来使运载工具加速通过发射管的这种初始分段。
可以用出口装置将发射管出口密封起来，以便在发射包到达之前一直防止空气进入。在一些实施例中，出口装置可以是高速机械快门(shutter)，可以是一个或一系列气动帘幕，或可以是发射包飞行穿过的薄膜。在一些实施例中，出口装置可以是薄膜或多个薄膜，带有一个或几个小爆炸药包，该炸药包如果不在发射包到达之前引爆则会毁掉发射包，并且如果在发射包到达之前引爆则允许发射包通过。
在一些实施例中，发射管可以是可移动的。例如，发射管可以在一个维度中移动以改变发射高度或发射方位角。进一步地，发射管可以在两个维度中移动，以实现高度和方位角二者的同时改变。在一些实施例中，发射管可以安装在诸如船或潜水艇这样的可移动载具上。可选地，发射管可以安装在倾斜的地下隧道中或可以安装在天然倾斜的地面上。在一些实施例中，发射管可以固定或可移动的角度安装在水下。
发射包可以具有在发射管中被加速时维持发射包的对准和朝向的惯性传感器和致动器。在一些实施例中，在发射加速间隔期间可以针对完整性和标称性能监视发射包。可以基于监视结果实施应急程序以优化发射和保护发射管。例如，可以通过在发射包从发射管离开不久之后摧毁发射包或从发射管后立即地摧毁发射包，来终止发射。作为进一步的示例，发射包可以在发射期间或发射之后立即分离成丢弃部分和飞出有效载荷部分。飞出有效载荷可以具有带有突出杆或发汗冷却端头的热屏蔽，以在从大气离开期间维持端头完整性、形状、锐度、低阻力和低压力矩。飞出有效载荷可以基于相对于其质心位置的压力中心位置具有小的正稳度、中性稳度或负的气动稳度。飞出有效载荷可以高横向加速水平机动飞行，以优化穿过大气的飞行路径和改变发射方位角。飞出有效载荷可以具有高的升阻比，并且可以具有升力体设计。例如，飞出有效载荷可以具有速度响应非常高而阻力很低的气动控制表面。在一些实施例中，控制表面可以是底座拼合襟翼和/或者表面可以用压电促动装置驱动。
在一些实施例中，可以加热有效载荷前方(即，发射管的在移动的发射器前方的体积)的大气(例如，空气)以便生成部分真空，并因此减小作用在有效载荷上的气动阻力。例如，高能量激光系统可以将激光波束聚焦在有效载荷的前方，以急剧加热空气。
在一些实施例中，飞出有效载荷可以是轨道卫星，或者可以是次轨道有效载荷。在示例性实施例中，有效载荷卫星可以是通信卫星、传感卫星、补给载具或武器。在一个实施例中，有效载荷是要快速投放到长距离的商业包。在另一个实施例中，有效载荷是传感器有效载荷或UAV或其它无人操作载具。在进一步的实施例中，有效载荷是武器。在仍另一个实施例中，有效载荷包含在冲击之前被分散开的子部件。在其他实施例中，有效载荷在冲击之前一直保持完整。如果需要，多个有效载荷可以在同一位置处或同一位置附近冲击以便实现深穿透。有效载荷卫星可以包含用于供电的可膨胀式太阳能电池阵，并且这种电池阵可以在打开之后固化到具有刚度。有效载荷卫星可以包含可膨胀式磁体阵列以为轨道中的姿态控制做好准备，并且这种阵列可以在打开之后固化到具有刚度。有效载荷卫星可以包含可膨胀式天线阵列以实现轨道中的通信，并且这种阵列可以在打开之后固化到具有刚度。有效载荷卫星可以包含可膨胀式结构以实现轨道中的任务，并且这种结构可以在打开之后固化到具有刚度。
有效载荷卫星的设计寿命可以少于10年、少于5年、少于2年或少于约1年。卫星轨道高度可以是使得由于气动阻力导致的轨道寿命可以少于5年、少于2年、少于1年、少于6个月、少于3个月或少于1个月。卫星可以配置成：通过使用可膨胀式磁体阵列实现的抵抗地球磁场的电磁推力，实现更长的轨道寿命。卫星可以配置成通过作用在可膨胀式太阳帆上的阳光和太阳风引起的压力实现更长的轨道寿命。卫星可以配置成通过对抗电离上层大气微粒的磁流体动力(MHD)推进实现更长的轨道寿命。通过使用商业级部分可以降低有效载荷成本，该商业级部分具有很高的初始故障率，然后通过发射、失败和重新设计循环快速降低，从而随着时间经过快速实现越来越高的可靠性。
在一些实施例中，根据本发明的发射器和多个有效载荷(例如，几千个)可以为了单个目的而被同时设计。例如，有效载荷可以全部都是通信卫星，诸如射频通信卫星或光学通信卫星。在一些实施例中，有效载荷可以是用于毫米波或光学波束的反射式中继。在其他实施例中，有效载荷可以是核废料容器。
用于发射包和/或单级轻气体炮预加速器的轻气体推进剂可以是，例如，氢。在一些实施例中，轻气体可以被加热至在大约1,000至大约100,000K，大约2,000至大约50,000K，大约2,500至大约20,000K，大约3,000至大约15,000K，大约3,500至大约10,000K，或大约3,500至大约5,000K的范围内。
在不同实施例中排出气体可以不同。例如，排出气体可以是分子氢(0.002kg/mole)、原子氢(0.001kg/mole)，和/或氢等离子体(0.0005kg/mole)。
发射包排气装置可以包括喷嘴喉，该喷嘴喉可选地可以用轻气体(例如，氢气)发汗冷却。排气装置还可以包括喷嘴，其可选地可以是用轻气体(例如，氢气)发汗冷却的。排气装置可以包含多孔喷嘴喉，并且在一些实施例中，孔隙可以填充有诸如通过熔化和/或蒸发和/或分解吸收热量的材料(例如，固态氢或锂或冰)。排气装置可以包含多孔喷嘴，并且在一些实施例中，孔隙可以填充有诸如通过熔化和/或蒸发和/或分解吸收热量的材料(例如，固态氢或锂或冰)。
飞出有效载荷可以具有带有多孔端头的热屏蔽，该多孔端头填充有通过熔化和/或蒸发和/或分解吸收热量的材料(例如，固态氢或锂或冰)以在从大气离开期间维持端头完整性、形状、锐度、低阻力和低压力矩。飞出有效载荷端头可以包括突出杆，在杆烧蚀时该杆可以被向外推。
用于发射系统的电能可以由电池组供应。在不同实施例中，电池可以是铅酸电池。汽车电池可以用在一些实施例中。电感器可以设置在电池组和发射器之间，使得电池组为电感器充电，然后电感器被切换并向发射管放电。向发射管放电可以通过爆炸式促动的开关来启动。该放电切换可以用使用电容器介导的电弧控制的常规开关来完成。电感器可以具有包括高磁导率材料的芯部。芯部可以设计成实现高放电率和低涡流损耗。电感器可以被主动冷却和/或芯部可以被主动冷却。在一些实施例中，导体可以被主动冷却。
在一些方面，本发明提供了一种可以配置成用于投放有效载荷的运载工具。该运载工具可以适用于高速投放有效载荷。在一些实施例中，运载工具可以包括：有效载荷容器；容纳推进剂的推进剂罐；电加热器，其与推进剂罐流体相连，并且用于电加热推进剂以形成排出尾气；和一个或多个导电体，其配置成将电流的流动从外部源引导到电加热器。在不同实施例中，以下中的一项或多项可以描述根据本发明的运载工具。
运载工具可以包括与来自电加热器的排出尾气流体连通的扩散形喷嘴。
电加热器可以是电阻加热器。
电阻加热器可以包括在保护壳内部的电加热的多孔缸。
电加热的多孔缸可以包括碳壁。
碳壁可以包括选自由金刚石、钨、碳化铪和其组合组成的组中的涂层材料。
电加热的多孔缸可以是发汗含钨缸。
电阻加热器可以包括排出端口，该排出端口与可以在保护壳的内部并且在电加热的多孔缸外部的室流体连通。
电加热器可以是电弧加热器。
电弧加热器可以包括在保护壳内的涡流室。
保护壳可以包括发汗冷却的壁。
涡流室可以配置成建立涡流稳定电涡弧。
电弧加热器可以包括由涡流室间隔开的同轴电终端。
导电体可以包括滑动电触头。
滑动电触头可以包括由外缘至少部分围绕的内导体。
外缘可以配置成用于发汗冷却。
外缘可以是多孔的。
在多孔外缘中的孔隙可以至少部分填充有冷却材料。
冷却材料可以选自由氢气、六氟化硫和其组合组成的组。
滑动电触头可以进一步包括在内导体和外缘之间的磁性缘、可烧蚀的屏蔽、内冷却缘和可烧蚀的缘中的一者或多者。
滑动电触头可以配置成从等离子弧接收电流。
导电体可以进一步包括在滑动电触头与电加热器之间延伸的对准臂。
导电体可以包括附接到有效载荷容器和推进剂罐中的一者或两者或与其一体成形的细长导电元件。
细长导电元件可以配置成从等离子弧接收电流。
推进剂罐可以包括在推进剂罐的外表面的至少一部分上的一个或多个滑动接触带
滑动接触带可以配置成是可蒸发的。
有效载荷容器可以包含人类或动物乘客、卫星、载具、货物和武器中的一者或多者。
有效载荷容器、推进剂罐和电加热器中的一者或全部可以是可重复使用的。
推进剂可以选自由氢气、乙硼烷、氨、甲烷和其组合组成的组。
运载工具可以配置成提供至少为500秒的比冲(Isp)。
电加热器可以配置成将推进剂加热至大约1,000K至大约100,000K的温度。
排出尾气可以选自由分子氢、原子氢、氢等离子体和其组合组成的组。
有效载荷容器可以包括热屏蔽。
热屏蔽的至少一部分可以配置成用于发汗冷却。
运载工具可以配置成提供大于10:1的推重比。
运载工具可以进一步包括与推进剂罐和电加热器流体连通的推进剂泵。
该推进剂泵可以是爆炸驱动的泵或是电驱动的泵。
在一些方面，本发明提供了一种发射系统。在一些实施例中，发射系统可以包括发射管，该发射管可以包括配置成用于通过其传输能量的至少一个管。发射系统可以包括根据本文描述的实施例中的任意实施例的运载工具。例如，运载工具可以包括有效载荷容器、包含推进剂的推进剂罐、与推进剂罐流体相连并且用于电加热推进剂以形成排出尾气的电加热器，和配置成将电流的流动引导到电加热器的一个或多个导电体。该发射系统可以进一步包括电能源。发射管优选可以配置成用于通过该发射管推进运载工具。在不同实施例中，以下的一项或多项可以描述根据本发明的发射系统。
发射管可以包括通过同轴绝缘体管分离开的内导电管和外导电管。
内导电管可以包括至少部分地沿其长度延伸的一个或多个开槽轨道。
一个或多个开槽轨道可以配置成接收运载工具的导电体。
外导电管的半径与内导电管的半径的比率可以是2。
发射管可以配置成限制由通过该发射管的大约为0.2至大约2兆安培的电流形成的任何磁场，使得该磁场的强度小于大约1.25特斯拉。
发射管可以被抽空环境空气。
发射管可以包括被绝缘体管和导电管围绕的管孔径，并且发射管可以配置成用于使电流穿过在发射管孔径内的感应等离子弧。
导电管可以通过绝缘体管沿着发射管的长度与发射管孔径分离开，但是在发射管末端附近与发射管孔径电连接。
发射系统可以进一步包括在发射管的相反的起始端处的后向导电元件。
该系统可以配置成用于使电流向前通过导电管以及向后通过发射管孔径和运载工具的一个或多个导电体达到所述后向导电元件。
感应等离子弧可以存在于运载工具的前方和运载工具的后方。
发射管可以包括两个导电管和两个绝缘体管。
发射管可以包括被内绝缘体管和外绝缘体管围绕的管孔径，内绝缘体管和外绝缘体管被内导电管分离开，还可包括在所述外绝缘体管外部的外导电管。
内绝缘体管和内导电管可以沿着它们的长度的至少一部分被分段。
这些分段各可以包括至少一个开关，该开关配置成将电流从发射孔径传输到内导电管。
外导电管可以在发射管的末端附近与发射管孔径电连接。
发射管可以配置成用于使电流通过在所述发射管孔径内的感应等离子弧。
系统可以配置成用于使电流向前通过外导电管和向后通过发射管孔径和运载工具的一个或多个导电体。
系统可以配置成用于使电流从运载工具的一个或多个导电体通过沿内绝缘体管的长度定位的一个或多个开关并且传输到内导电管中。
发射系统可以配置成是电防磁的。
电能源可以包括电池组。
电能源可以进一步包括电感器。
电能源可以包括配置成发射功率波束的波束形成元件。
电能源可以包括跟踪元件，该跟踪元件配置成在运载工具移动通过发射管时跟踪运载工具。
发射管可以包括沿着其长度的至少一部分的一个或多个通道，该一个或多个通道配置成允许功率波束穿过该通道传送。
功率波束可以包括激光波束、微波波束或毫米波波束。
在一些方面，本发明提供了用于发射有效载荷的方法。在一些实施例中，发射有效载荷的方法可以包括提供根据本文描述的任意实施例的发射系统和从发射系统电加热运载工具的电加热器以形成速度足以使有效载荷加速通过发射管和离开发射管的排出尾气。在不同实施例中，以下中的一项或多项可以描述根据本发明的发射有效载荷的方法。
该方法可以包括在运载工具的电加热器内将推进剂电加热，以形成膨胀气体，该膨胀气体以大约2至大约2,000G的加速力将通过发射管的运载工具加速至至少为大约每秒钟2000米的速度，同时将管内的磁场限制成不大于约2特斯拉。
该方法可以包括使大约0.2安培至大约2兆安培的电流通过发射管的至少一个导电管。
电流可以被提供到第一导电管，从第一导电管通过第一滑动触头传输到运载工具的电加热器，并且从电加热器通过第二滑动触头传输到第二导电管。
电流可以从第一导电管传输到第一滑动触头，并且可以从第二滑动触头经由等离子弧传输到第二导电管。
电流可以被提供到至少一个导电管，并且可以经过所述导电管向前传输向发射管的末端。
电流可以从至少一个导电管传输到发射管的开放孔径，并且通过该开放孔径电流传输到运载工具的第一导电体。
电流可以经由等离子弧传输通过发射管的开放孔径。
电流可以从运载工具的第一导电体传输到电加热器，并且通过运载工具的第二导电体传输远离运载工具。
从运载工具离开的电流可以向后移动通过发射管的开放孔径，传输到后向导电元件。
电流可以被提供到第一导电管，并且朝向发射管的末端向前传输通过第一导电管。
电流可以从第一导电管传输到发射管的开放孔径中，通过该开放孔径电流经由等离子弧传输到运载工具的第一导电体。
电流可以从运载工具的第一导电体传输到电加热器，并且通过运载工具的第二导电体离开运载工具。
离开运载工具的电流通过一个或多个开关传输到第二导电体中并且通过该第二导电体向后传输。
电能源可以包括波束形成元件，该波束形成元件配置成发射功率波束，并且该方法可以包括将来自波束形成元件的功率波束引导成穿过发射管中的一个或多个通道到达运载工具的电加热器。
该方法可以包括在运载工具加速通过发射管时使功率波束跟踪运载工具的位置，使得在沿发射管的长度的多个位置处所述功率波束被发射到运载工具。
功率波束可以是激光波束、微波波束或毫米波波束。
该方法可以包括加热在运载工具前方的大气。
可以用激光波束爆炸式地加热大气。
附图说明
在总体地描述了本发明之后，现在将参考附图，这些附图不必要比例绘制，并且附图中：
图1是根据本发明的示例性实施例的发射系统的侧剖视图，其中运载工具定位在导电的发射管内；
图2是将根据本发明的示例性实施例的发射管与现有技术的轨道炮的发射管进行比较的示意图；
图3是曲线图，其显示了对于根据本发明的示例性实施例的发射器和已知技术的电磁发射器作为发射器磁场强度的函数的电能与动能转换效率；
图4是曲线图，其示出了在最小化的磁场强度的优选范围中对于根据本发明的示例性实施例的发射器的作为发射器磁场强度的函数的电能与动能转换效率；
图5是曲线图，显示了对于根据本发明的示例性实施例的发射器和已知技术的电磁发射器的作为电感的函数的效率；
图6是曲线图，显示了对于根据本发明的示例性实施例的发射器的每单位长度电感与发射器几何形状的关系；
图7是曲线图，显示了根据本发明的示例性实施例的发射器效率与发射器几何形状的关系；
图8a示出了根据本发明的示例性实施例的滑动触头；
图8b示出了根据本发明的示例性实施例的从发射管导体通过等离子层进入滑动触头的电流传输；
图9是根据本发明的示例性实施例的发射系统的后视图，其中运载工具定位在导电发射管内；
图10是根据本发明的示例性实施例的发射系统的侧剖视图，其中运载工具定位在发射管内，该发射管由同心的导电管形成，这些导电管被同心的绝缘体管分离开；
图11是根据本发明的示例性实施例的发射系统的侧剖视图，其中运载工具定位在由同心的导电管和绝缘体管形成的发射管内，并且其中发射管配置成使电流经由等离子弧通过发射管的开放孔径；
图12是根据本发明的示例性实施例的发射系统的侧剖视图，其中运载工具定位在由两个导电管和两个绝缘体管形成的发射管内，并且其中发射管配置成使电流经由等离子弧通过发射管的开放孔径且返回到其中一个导电管；
图13是根据本发明的示例性实施例的发射系统的侧剖视图，其中运载工具定位在发射管内，该发射管包括便于功率波束进入的通道，该功率波束作为发射器的电加热器的电能的源；
图14是根据本发明的示例性实施例的发射系统的示意图，显示了发射管与电能源相连；
图15是根据本发明的示例性实施例的电加热器的横截面，该电加热器包括用于电阻加热的元件；
图16是根据本发明的示例性实施例的电加热器的横截面，该电加热器包括用于涡流稳定涡弧加热的元件；
图17是根据本发明的示例性实施例的发射系统的侧视图，其中运载工具定位在包括差动增压(differential pressurization)的导电发射管内；
图18是根据本发明的示例性实施例的运载工具的有效载荷部件的示图，显示了有效载荷部件的外部示图和有效载荷部件的内部示图，揭示了示例性实施例的各种元件，有效载荷部件处于大气传输配置；以及
图19是根据本发明的示例性实施例的运载工具的有效载荷部件，其中有效载荷部件处于在轨配置或在任何明显大气层以外的空间的真空中采用的其他配置。
具体实施方式
在下文中，将通过参考本申请的示例性实施例更为充分地描述本发明。描述这些示例性实施例是为了使本发明是透彻而完整的，并且会将本发明的范围更透彻地传达给本领域技术人员。实际上，本发明可以许多种不同的形式实施，而不应解释成受限于本文提出的实施例；而是，提供这些实施例是为了使本发明满足适用的法律要求。在说明书中和所附权利要求中使用时，单数形式包括复数个所提物，除非上下文中另作明确指示。
本发明提供了用于快速加速抛射体的装置。在特定实施例中，抛射体可以包括太空发射器的全部或部分。这样，本发明可能聚焦于便于简化对本申请主题内容的若干特征的描述的这种实施例上。然而，公开的主题内容并不限于太空发射或本文讨论的其他特定实施例。而是，相对于特定实施例的任何公开内容旨在举例说明主题内容，以便提供足以将示例性讨论扩展到进一步的实施例的描述。
本发明提供了一种发射系统，可以用在这种发射系统中的一个或多个装置，以及发射物体的一种或多种方法，尤其涉及以快速但并不过分的加速度获得的高速。在某些实施例中，本发明的这些和进一步的方面可以通过使用电防磁(electroantimagnetic)("EAM")发射器来实现，该电防磁发射器利用低原子量元素作为推动推进剂(propulsionpropellant)。
电磁(“EM”)发射器已经由美国政府和其他实体积极研发了大约30年。EM发射器(例如，轨道炮)依赖于由沿着两个平行轨道流动且流过发射装置的电流产生的感应磁场，该发射装置通过电磁效应被加速。类似地，增广(augmented)EM发射器可以利用被输送通过附加对平行导体的驱动电流，该附加对平行导体布置成以便于增加或增广由发射装置经历的磁场。然而，迄今为止的研究表明EM发射器存在一些严峻问题，这些问题阻止它们实现太空发射所必需的条件。在高速时，磁效应吸收巨大的功率和能量。这可能有效地破坏了在移动发射包(launch package)与静止馈送导体之间实现稳定的导电性的能力。没有利用电能产生磁力来推进发射包，根据本发明的EAM发射器可以显著地最小化感应磁场力，因此同样地最小化能量流失和其扭曲效应。更具体而言，根据本发明的推动是由经电加热的气体的膨胀提供的，而不是由磁力提供的。
根据本发明的发射系统可以包括多个部件，这些部件可以独立地，也可以以公开的部件的若干组合的形式，提供优于已知技术的有用的改进。例如，在一些实施例中，根据本发明的发射系统可以包括发射管、电加热器、滑动触头、扩散形喷嘴(expansion nozzle)和有效载荷，其中发射管与电能源电气相连以便向可以包括一个或多个推进剂源的发射器提供电能，电加热器用于加热来自推进剂源的推进剂，滑动触头与电加热器电气接触并且与发射管电气接触，扩散形喷嘴与电加热器流体连通并且适用于排出其中的一种或多种经加热的推进剂或成分，有效载荷与发射器的其他部件中的一个或多个机械相连。在一些实施例中，根据本发明的发射系统可以配置成从固定电源经由真空管中的一个或多个导体向电火箭提供功率。该系统可以利用相对轻量的发动机，这种发动机具有高推重比，仅需要较短的推力持续时间就能完成发射。
图1中示出了根据本发明的一个实施例的发射系统20的部件的侧视图。如图中所示，发射器200定位在发射管100内。发射管100可以包括多个同心的导电管，这些导电管可以由一个或多个绝缘层分隔开。可选地，发射管可以包括单、多层管，该管包括由一个或多个绝缘层分隔开的多个导电层。如图1的实施例中所示，发射管100可以包括间隔开且由绝缘体120分离开的外传导(conductive)管110和内传导管130。外传导管110和内传导管130可以由任何适宜的，导电材料，诸如金属或合金形成。在一些实施例中，传导管壁可以包括两种或更多种不同材料的层。作为示例性实施例，内传导管和外传导管中的一者或两者可以包括钢、铝或铝合金。在优选实施例中，内传导管和外传导管中的一者或两者的最内层可以包括高温抗磨传导材料，诸如钨、铼或硬铜。这样，内外传导管中的一者或两者可以包括由钢或铝形成的外层和由高温抗磨传导材料形成的内层(其中内表示管内部附近，并且外表示管外部附近)。在一些实施例中，夹层材料可以形成在主要的外层和内层之间。例如，夹层可以包括铜或钼。发射器被加速时通过的孔径(bore)的尺寸可以基于发射的有效载荷的尺寸而变。在一些实施例中，发射管具有的孔径尺寸可以为至少0.5m、至少1m、至少2m、至少5m或至少10m。在某些实施例中，孔径尺寸可以是大约1m至大约1m。
绝缘体(insulator)120可以存在于内传导管130与外传导管110之间的环形空间中，并且可以包括能有效地基本上阻止电流在两个传导管之间流动的任意材料。在优选实施例中，绝缘体120的厚度和两个传导管之间的环形空间的厚度可以被最小化。这样的最小化可用于使流过传导管的电流形成的磁场的体积和强度最小化。例如，在多个实施例中，电流流过内外传导管中的一个、通过电加热器，如以下进一步讨论的，并且沿着内外传导管中的另一个返回。外传导管和内传导管之间的绝缘体和/或环形空间的厚度可以是大约0.5cm至大约30cm、大约1cm至大约20cm、大约1.5cm至大约15cm，或大约2cm至大约10cm。
与轨道炮技术相比，本申请的EAM发射器的优势是很明显的。尤其是用于本申请的EAM发射器的发射管的几何形状可以显著地减小或消除大磁场的不利影响。驱动现有技术的EM发射器(诸如轨道炮)的关键概念是使推动抛射体的磁力最大化。为了尝试获得最大发射力，非常大的磁场用于EM发射器。这牵涉到相当大的电流需求并且导致来自强磁场的机械压力过大。还导致非常大的电阻性损耗和电弧损耗。作为示例，设计成发射一吨有效载荷的典型轨道炮使用10兆至约50兆安培的电流和大约10至大约25特斯拉的磁场，产生的压力为大约15,000至大约100,000PSI。系统中的损耗导致在按轨道速度评价时轨道炮具有大致10％的效率，并且仅仅在能够有效地维持等离子电枢的结构完整性时才能实现该效率。尽管政府进行了广泛的研究并投入了大量的投资，但是迄今为止这种壮举从未完成过。用轨道炮曾实现的可重复的速度的最高纪录是大约每秒6,000米，并且这种高速发射的最高效率仅仅是百分之几。
根据本发明的方法通过发射管发射运载工具需要的电流的数量可以变化，并且可以相对于发射质量按比例调节。作为示例性实施例，利用根据本发明的EAM发射器发射一吨有效载荷可能需要应用大约0.2兆安培至大约5兆安培，即与如果用于发射相同质量的典型EM发射器相比降低了10至200倍(降低至1/10至1/200)。这尤其有意义重大的是由于损耗和压力与应用的电流的平方成比例且因此损耗和压力可以降低100倍至40,000倍(降低至1/100至1/40,000)。利用这个基础，与EM发射器技术相比，根据本发明实施例的EAM发射器可以使效率得以显著增大。在一些实施例中，根据本发明的发射系统和方法可以利用的电流在大约0.2兆安培至大约200兆安培的范围内。为了更加切合实际的尺寸的有效载荷，电流可以最多达到约100兆安培或最多达到约50兆安培。根据在此提供的进一步的公开内容，发射期望质量所需的具体电流可以被确定在这个范围内。
为了维持达到相同速度所必需的加速度，现有技术的轨道炮的电流需求已知是与发射质量的平方根成比例地增大的。然而，根据本发明的系统和方法并不受任何为了维持加速度而按比例增加驱动电流的需求的限制。为了针对发射质量保持结构加强质量分数恒定，在有效载荷变大时加速度就必需减小。通常，期望加速度能与发射质量的距离(length)成比例地减小，或者基本上与发射质量的立方根成比例地减小。这些效果在下表中示出。可以看出本发明在减小驱动电流方面的优势随着发射质量的增大甚至变得更大。对于针对人类发射系统能预想到的大的质量来说，这是尤其重要的。在这样的系统中，因为针对人类乘客的低加速度的需要，驱动电流趋向于举例说明的范围的较低端。以下表格具体提供了示例性实施例，说明了与发射器质量改变有关的所需驱动电流的改变。从表格中可以看出，尽管根据本发明的所需驱动电流也随着发射器质量而增大，但是与通过使用现有技术的轨道炮来发射同样的质量预期所需的电流相比，相对驱动电流是出乎意料得低。由于配置成用于高质量有效载荷的发射器的大小相当大(例如，对于使用50兆安培电流的1,000,000kg发射器的孔径尺寸为10米)，大电流不会对本发明的系统和方法造成限制。
表格
在多个附图中，本发明的EAM发射器的优势会更加明显。例如，图2示出了对用于EAM发射器的发射管的示例性实施例与用于典型的已知EM轨道炮的发射管的并排比较。可以很容易地明显看出显著差异。例如，在EAM发射器中，导体(110和130)可以完全围绕住发射管，而在EM发射器中，导体(310a和310b)形成显著少于发射管内壁表面积的50％。换句话说，绝缘体(320a和320b)形成EM发射器的内发射管壁表面的显著大部分。在EM发射管中分离开导电体的非常大空间的结果是大体积、高强度的磁场，而这在典型轨道炮中是为了驱动抛射体而需要的。相反，在根据本发明的EAM发射器的管中，同心的导体(110和130)仅被较小的环形空间绝缘体120分离开。这样，导体之间的环形空间的总体积被最小化，并且感应磁场的强度减小。图3中说明了磁场强度的显著差异。
高速发射器的电能-动能转换效率可以(至少部分地)是发射管内的磁场的强度的函数。典型已知的EM发射器需要在10特斯拉至20特斯拉以上的范围内的磁场。如图3中说明的，EM发射器的电能-动能转换效率随着磁场强度的增大而增大；然而，最高效率(在磁场强度为25特斯拉时)也仅仅在大约12％的范围内(尽管在大于大约6,000m/s的速度时效率会显著降低，诸如在大约0.02％至大约1％的范围内)。对于本发明的EAM发射器可以看到完全相反的效果。具体而言，EAM发射器的效率随着磁场力的增大而显著降低。然而，当磁场强度基本上为0特斯拉时，在不同实施例中本申请的EAM发射器可以出人意料地取得大于51％的电能-动能转换效率。相应地，在本发明的某些实施例中，EAM发射器，具体而言是发射管，可以用于在生成或感应出强度小于大约1.25特斯拉、小于大约1特斯拉、小于大约0.5特斯拉、小于大约0.25特斯拉或小于大约0.2特斯拉的磁场的同时输送必要范围的电流。在某个实施例中，磁场可以限制为强度为大约0.2特斯拉至大约1.2特斯拉。这在图4中用曲线示出。在一些实施例中，可以通过适当地最小化同心导电管之间的环形空间中的绝缘体体积，来充分到最小化磁场强度。然而，在其他实施例中，可以利用用于限制、减小或消除任意磁场的进一步的装置。
关于另外的属性，根据本发明的EAM发射器的效率可以比现有技术的EM发射器技术改善很多。例如，图5示出了关于电感方面，本发明的EAM发射器优于典型的现有技术的EM发射器的优势。如在图5中看到的，典型的EM发射器试图增大每单位长度的电感，以提高效率。另一方面，当电感最小化时根据本发明的EAM发射器的效率可以被最大化。
根据本发明的某些实施例，为了最小化电感，可以期望用于EAM发射器的发射管具有期望的几何形状。如图6中所示，每单位长度的电感可以基于发射管的外径与内径的比率(即，外管的半径与内管的半径的比率)而变化。随着比率降低，电感可以降低。因此，可期望提供具有低比率的发射管，即，在传导发射管的壁之间存在的任何空间的总厚度最小化。在某些实施例中，对于根据本发明的发射管的外半径与内半径的比率可以小于2，小于大约1.5，小于大约1.25，小于大约1.15或小于大约1.1。在进一步的实施例中，外半径与内半径的比率可以为大约1.4至大约10，大约1.5至大约7.5，大约1.6至大约5，大约1.65至大约4，或大约1.7至大约2.5。
发射器几何形状可影响根据本发明的EAM发射器的效率。如在图7中看到的，EAM发射器的效率可随着发射管的外半径与内半径的比率降低而提高。这样，可进一步期望实现以上已经提到过的比率。具体而言，可能期望达到尽可能接近1的比率(仅仅受到用于运载电流的导体的必要厚度和用于阻止传导管之间的高压击穿的绝缘体的厚度的限制)。
外传导管和内传导管的壁可以具有一个或多个不同几何形状的一个或多个开槽轨道，该开槽轨道用于接收一个或多个滑动触头。图1的横截面穿过了内传导管130和绝缘体120中的开槽轨道112(内导管和绝缘体的一部分被切掉以展示开槽轨道中的滑动触头)。开槽轨道112为外传导管110和外滑动触头115提供电连接。内滑动触头135也被示出与内传导管130电连接。开槽轨道可以有效地促进管与滑动触头之间的适当接触，以防止或显著减小管导体之间产生电弧，还用于对准发射器200和基本上阻止发射器在发射管100内转动。对准臂113a和113b可以分别与滑动触头115和135物理接触，并且也与电加热器物理接触。对准臂可以包括高强度、刚性、导电材料，诸如钢、铝或另一种金属或金属合金，如果需要可以包括绝缘层。
滑动触头可以由适宜的导电材料形成，并且具有特定结构，如以下进一步讨论的。在一些实施例中，导电的滑动触头可以定位成限定与管壁的机械滑动触头，同时仅展现出低压降。在一些实施例中，在使用时触点可以并不与管壁实际物理接合。在一些实施例中，导电的滑动触头可以限定与导电管壁的电弧放电滑动触头(例如，等离子体电刷)且仅产生最小的压降。该电弧可以经由机械限制(诸如通过使用滑动绝缘周边)而被限制。在其他实施例中，电弧可以经由磁力被限制，该磁力可以由从触点传输来的电流生成。尤其是，触点可以限定适于生成磁力的电流环路。在一些实施例中，磁力可以通过自备的电源或者可以存在于发射器上的物体生成。作为示例，磁力可以由磁体生成，该磁体可以是超导磁体。
在特定实施例中，滑动接触垫可以配置成起到等离子体电刷的作用。有利的方面是，在等离子体电刷的区域中存在的任意磁场可以为基本上接近于零。在一些实施例中，等离子体电刷中或周围的磁压可以在1-10psi的范围内。这样，在一些实施例中，低电流绕组或永久磁体可能对容纳等离子有用。进一步地，等离子体电刷可以配置成使得可以应用已知的零场区等离子体接触物理现象。在一些实施例中，根据本发明的起到等离子体电刷的作用的滑动接触垫可以配置成在0.1kA/cm2提供的速度为至少3,000m/s、至少4,000m/s、至少6,000m/s、至少8,000m/s、至少10,000m/s或至少12,000m/s。图8b中示出了等离子体电刷集电器设计的实施例的图示，这在以下进行讨论。
除了滑动触头以外，还可以包括另外的元件来帮助运载工具通过发射管的移动。例如，在一些实施例中，运载工具可以包括磁力轴承和/或气体轴承，其能够帮助将运载工具在管内居中，以及基本上阻止运载工具与管物理接触。这样，运载工具的特征可以是除了滑动触头以外相对于发射管是非接触的，该滑动触头例如可以涵盖了等离子体电刷实施例等。
在一些实施例中，滑动触头和/或开槽轨道绝缘体可以被冷却。这样的冷却可以例如通过使用蒸发流体(transpiring fluid)来进行，该蒸发流体可选地可以是导电材料，诸如具有低电离电势的低熔点金属(例如，铯、铝、锂，或类似的具有低电离电势的低熔点软金属)。在某些实施例中，冷却可以经由传导和/或对流装置来进行，该传导和/或对流装置可以包括使用一种或多种材料，该材料配置成在使用期间熔化和/或蒸发同时还基本上避免了在移动运载工具之后的材料扩散(dispersal)从而避免了不期望的电弧形成。类似地，触头的绝缘周边和/或对准臂可以诸如经由发汗冷却(transpiration cooling)被冷却。例如，发汗流体可以是诸如氢、六氟化硫或类似的液体或气体这样的绝缘材料。
在某些实施例中，根据本发明的滑动触头可以适于呈现一种或多种状态转换。例如，滑动触头最初可以配置成基本上为固体并且可以与固体管相接触或者通过导电间隔物与固体管分离开。滑动触头，或者滑动触头的一部分(例如，接触垫)可以配置成转变成液态金属熔体。这可以例如在运载工具达到大约1000至大约2000m/sec的速度时发生。在一些实施例中，滑动触头可以在最初与管壁物理接触，并且在使用期间可以转变成弧触头(arcingcontact)(例如，建立等离子体分离)。在某些实施例中，这样的转变可以在大约1500至大约3000m/sec的速度时发生。大部分电流转移到滑动触头可以在电弧形成阶段中发生。滑动触头可以包括机械的、流体动力学的、电弧催化的(arc seeding)和电磁特征，以最小化电弧电压且因此最小化触点处的能量损耗。在一些实施例中，电弧电压可以是大约50至大约500V。电弧优选地被稳定地定位在触点处并且基本上不会移动到期望的触点区域以外。
图8a中示出了示例性滑动接触垫。该滑动接触垫500包括外缘503，该外缘可选地可以诸如经由发汗冷却来被冷却。例如，外缘可以是多孔的，并且诸如氢或六氟化硫这样的冷却剂可以被冻结到外缘的孔隙中。在一个实施例中，可以用液态氢将带有液体SF6的多孔材料冷却以将SF6冻结到孔隙中。可选地，液体SF6可以在压力下被密封，而在表面熔化时被释放。在图8a中向内移动，滑动触头500进一步包括磁性缘505、可烧蚀的屏蔽507、内缘509(其可选地可以被冷却，并且例如可以包括以上关于外缘503描述的同样的冷却材料或者可以包括不同的材料)、可烧蚀的缘511和导体513。在一些实施例中，导体513可选地可以被冷却。优选地，用于导体513的冷却剂是具有低电离势并且在等离子体电刷配置的蒸发期间不会抑制等离子体电刷配置的功能的材料。优选地，导体513的冷却被执行成使得材料从导体513区域中的导电等离子体电刷区域排放到导其以外的区域(511、509、507、505和503)中不会抵消各个缘区域中的任意缘区域释放的任意材料的等离子体淬火属性(plasmaquenching property)。
滑动触头可以诸如通过等离子体电刷实施例与导体管非物理性接触，如图8b中所示，图8b示出了导体管530与滑动触头515的一部分的局部横截面，其中滑动触头515的接触垫500配置成与导体管建立等离子体电弧接触517(即，等离子体电刷)。如在此看到的，在滑动触头515沿着导体管530移动时，接触垫500并不与导体管直接物理接触，而是从管通过接触垫到达滑动触头的电流的通路(用弯曲箭头示出)建立起等离子体电弧517，该等离子体电弧517在物理上分离开接触垫和导体管。如以上提到的，在等离子体电弧中或周围的磁压力可以是足够低的，以便为用已知装置限制等离子场创造条件。
诸如图8a中示出的接触垫的特征可以是等离子体电刷集流器，其利用低场、低强度等离子体传导。该集流器可以包括，例如，催化等离子体的元件、冷却集流器表面的元件、熄灭可能在移动电刷后形成的等离子体溢出(plasma bleed)的元件、熄灭等离子体外流(plasma outflow)的元件和防止在发射器发动之后二次形成电弧的元件。
外传导管和内传导管可以限定与一个返回电流路径串联的一个电流输出(outbound)路径。在一些实施例中，可以存在多条并联的电流输出路径。如果需要，所有输出路径可以与多条返回电流路径串联。发射器电感可以与并联的电流路径的数目成比例地被降低。有利的方面是，较低的电感可以降低磁场能量，并因此可以减少磁场的所有不良影响。
图9中进一步示出了根据一些实施例的运载工具200和发射管100的布置，图9示出了其后端视图。再一次，发射管100包括由绝缘体120分隔开的外传导管110和内传导管130。滑动触头(135a、135b和135c)与内传导管130的内壁电连接，并且滑动触头(115a、115b和115c)与外传导管110的内壁电连接。在图示的实施例中，外滑动触头115a、115b和115c与外传导条117a、117b和117c电连接，并且内滑动触头135a、135b和135c与内传导条137a、137b和137c电连接。各个传导条可以基本上沿发射管的整个长度延伸或者可以仅沿发射管的一部分延伸。滑动触头经由对准臂(113a-113f)与电加热器220互相连接。排气喷嘴210被示出为是部分透明的，以显示上述部件。
根据本发明的发射系统可以呈现为多个实施例，这些实施例可以多种不同构造并入在此描述的多个单独的元件。这样，本发明应被解释成表明各个部件可以组合成能够实现本发明涵盖的发射系统的任意有用组合。
图10显示了根据本发明的发射系统的一个实施例。如图所示，发射器(launch)200定位在发射管100内。发射管100包括外传导管110，该外传导管110与内传导管130间隔开并且通过绝缘体120分离开。在图示的实施例中，开槽轨道112形成在内传导管130和绝缘体120中。发射器200包括有效载荷240、推进剂罐230和电加热器220，以及扩散形喷嘴210。经由多个对准臂113a和113b使发射器200在发射管100内被对准。尽管图10中示出了仅有两个对准臂，但是应理解可以存在多于两个的对准臂。对准臂113a和113b在第一端附接到发射器200，例如，附接到电加热器220，且在其相反端包括滑动触头115和135。在对准臂113a上的滑动触头135配置成提供与内传导管130的电学交互作用。在对准臂113b上的滑动触头115配置成提供与外传导管110(例如，在开槽轨道112内)的电学交互作用。在每种情况下，滑动触头115和135配置成提供与各自的传导管110和130形成的等离子弧接触517。在使用时，如图10中所示，电能从电能源(参见图13中的元件300)经由电线170通过。如图所示，电能从电线170传输到外传导管110，经由等离子弧接触517传输到滑动触头115，并且通过对准臂113b传输到电加热器220。通过从电加热器220经过对准臂113a和滑动触头135再经由等离子弧接触517传输到内传导管130的通路完成电气路径。来自推进剂罐230的推进剂在电加热器220中被加热并且膨胀地通过喷嘴210以通过发射管100来加速发射器200。在这样的实施例中，推动可以是经由通过等离子介导的(plasma-mediated)电流传导供电的电气火箭推进来进行的。具体而言，等离子介导的传导发生在传导管110和130与滑动触头115和135之间的等离子弧触点517处。
图11示出了本发明的发射系统的实施例。该系统还是包括定位在发射管100内的发射器200。在此实施例中，发射器200和发射管100配置成使电气驱动电流的通路经过发射管100的孔径101，而不经过滑动触头和对准臂。发射器200还是包括有效载荷240、推进剂罐230、电加热器220和扩散形喷嘴210。此外，发射器200包括驱动导体201a和201b。可选地，发射器200可以包括配置成帮助在发射管100内对准发射器的一个或多个轴承207a和207b。发射管100，在一些实施例中，包括单个传导管101和在传导管的至少一部分内侧的绝缘体120，该绝缘体120将发射器200与传导管101分离开。如图11中可见，发射管100进一步包括后导体111。在使用时，根据这样的实施例，电能(如虚线所示)从电线170经过传导管110到达传导管的末端110a并进入发射管100的孔径101中。尽管电能被示出为在传导管110的末端110a处传输到管的孔径101，应理解到达管的孔径的通路可以位于末端上游和/或可以位于沿着发射管长度的多个点处。在发射管100的孔径101中的电能产生等离子弧场617，并且电能经过该等离子弧场传输到发射器200。在一些实施例中，电能从等离子弧场617传输到前向驱动导体201a，该前向驱动导体201a附接到有效载荷240和推进剂罐230或与这二者一体形成。尽管前向驱动导体201a被示出为单个元件，但是前向驱动导体可以包括彼此电接触的多个元件。电能从前向驱动导体201a传输到电加热器220，在电加热器220处来自推进剂罐230的推进剂被加热并且被膨胀到喷嘴210以外，以使发射器200加速通过发射管100。电能从电加热器220通过后向驱动导体201b(也是可以包括多个元件)，该后向驱动导体终止于发射器200的后端处或后端附近(例如，在扩散形喷嘴210的后端处)。离开发射器200的电能还是生成在发射器后方的等离子弧场617，并且通过该等离子弧场传输到后导体111，在该后导体111处电能离开发射管100从而完成回路。根据这样的实施例的系统可以具有的优势是基本上消除了由于等离子弧电刷和/或传导管之间产生电弧引起的问题或损害。
图12中示出了根据本发明的系统的再进一步的实施例。如图中可见的，系统包括定位在发射管100内的发射器200。在此实施例中，发射器200和发射管100还是配置成使电气驱动电流的通路经过发射管100的孔径101，但是经过孔径的通路限于相对于发射器的发射管的前部。离开发射器200的电能传输回到发射管100中，而不是传输到孔径101中。发射器200还是包括有效载荷240、推进剂罐230、电加热器220和扩散形喷嘴210。此外，发射器200包括驱动导体201a、201b和201c。在一些实施例中，发射管100包括两个传导管110和130以及两个绝缘体120a和120b。进一步地，发射管100包括多个导体管开关132(例如，固体开关(solid state switch))，该开关配置成接收离开发射器200的电能。在使用时，根据这样的实施例，电能(如虚线所示)从电线170经过外传导管110到达外传导管的末端110a并进入发射管100的孔径101中。在发射管100的孔径101中的电能产生等离子弧场617，并且电能经过该等离子弧场传输到发射器200。在一些实施例中，电能从等离子弧场617传输到前向驱动导体201a，该前向驱动导体201a附接到有效载荷240和推进剂罐230或与这二者一体形成。尽管前向驱动导体201a被示出为单个元件，但是前向驱动导体可以包括彼此电接触的多个元件。电能从前向驱动导体201a传输到电加热器220，在电加热器220处来自推进剂罐230的推进剂被加热，然后膨胀到喷嘴210以外，以通过发射管100来加速发射器200。电能从电加热器220传输通过多个后向驱动导体201b和201c(尽管可以使用多于两个的后向驱动导体)，该后向驱动导体终止于发射器200的后端处或后端附近(例如，在扩散形喷嘴210的后端处)。离开发射器200的电能传输到最近的导体管开关132，该开关进而将电能传输到内传导管130，电能又从内传导管离开发射管100，从而完成回路。通过这种方式，在发射管中的返回传导路径可以被分段成包括开关(诸如固体开关、电弧间隙开关或类似元件)的多个分段。在发射器沿着发射管加速的同时，返回路径连续地切换到距离发射器尾端最近的分段。在诸如图11和图12所示的系统中，场线圈(参加图12中的元件190)可以被包括在沿着发射管的全部部分或一部分处，以降低或基本上消除由沿着发射管孔径流动的电流产生的磁场。例如，场线圈190可以定位在外传导管110外侧，或者可以与绝缘层(例如，图12中的绝缘体管120a或120b)关联起来。这样的系统可以具有的优势是基本上消除了由于传导管之间产生的电弧引起的问题或损害。
图13中示出了根据本发明的系统的另一个实施例。如图所示，系统包括定位在发射管100的孔径101内的发射器200。在此实施例中，发射管100可以由管180形成，该管180可以包括沿着管180的长度的至少一部分的通路180a。图13中的横截面穿过了通路180a，并且这样的通路(或多个这样的通路)可以定位在围绕发射管100外周的任意处。通路180a可以配置成允许功率波束360a通过，因此可以包括，例如，开口槽、光学透明材料，或以其他方式配置成允许功率波束360a通过的材料。发射器200包括有效载荷240、推进剂罐230、电加热器220和扩散形喷嘴210。电加热器220包括壁孔洞(aperture)220a，该壁孔洞220a配置成允许从跟踪反射器370或类似跟踪元件反射的功率波束360a通过。跟踪反射器370可以包括适用于用计算机控制的对发射器进行跟踪的必要电子部件，使得在发射器通过发射管被加速的同时连续地或以脉动式方式将功率波束360a引导到发射器位置，使得在发射器通过发射管的同时连续地或以脉动的方式将功率波束输送到发射器的电加热器220。在使用时，来自电能源300(例如，电池)的电能通过电感器350并进入波束形成元件(beaming element)360，该波束形成元件360配置成向电加热器220发射功率波束360a，且因此提供了对来自推进剂罐230的推进剂进行加热并使推进剂膨胀到喷嘴210以外并通过发射管100对发射器200进行加速所需要的电能。在一些实施例中，波束形成元件360可以包括激光器，并且功率波束360a因此可以是激光束。在其他实施例中，波束形成元件360可以包括微波发生器或其它无线电波发生器，并且功率波束360a因此可以包括微波或其它无线电波。在又一些其它实施例中，能量波束可以是毫米波波束。可选地，电加热器220可以包括适于将激光能量、微波或其它无线电波转换成电流的一个或多个元件。
在一些实施例中，跟踪反射器和波束形成元件可以用于将加热能量引导到飞出有效载荷前方的空气。例如，波束形成元件可以包括激光器，并且激光波束可以跟踪运载工具的移动，使得激光直接投射到飞出的有效载荷的前方(或前面)。在这样的实施例中，激光波束可以用来急剧加热在飞出有效载荷直接前方的空气。这可以在飞出有效载荷前方产生部分真空，因此降低气动阻力，该气动阻力会在飞出的有效载荷离开发射管之后降低飞出的有效载荷的速度。
在一些实施例中，发射管可以通过主动(active)对准装置来对准。进一步地，管可以限定为除了限定管出口的分段以外是基本上水平的，在该管出口的分段处管可以向上弯曲。该管的特征还可以是基本上跟随地球的曲率。该管可以处于恒定的倾斜角，并且管床(tube bed)可以逐渐趋向于管恒定倾斜角。进一步地，发射管可以安装在天然倾斜的地面上。可替换地，发射管可以安装在倾斜的地下隧道。在某些实施例中，发射管可以是可移动的。例如，发射管可以在一个维度中移动以改变发射高度或发射方位角。优选地，发射管可以在两个维度中移动，因为这样对于实现高度和方位角二者的同时改变是有利的。如果需要，发射管可以安装在诸如船或潜艇这样的可移动交通工具上。在某些实施例中，发射管可以由初始发射分段和主要发射分段限定。初始发射分段可以具有，例如，至少100米的长度，最长为大约1,000米的长度，或者大约100米至大约1,000米的长度，而主要发射分段可以具有，例如，大约1,000米或更长的长度。
可以使发射管中成为真空。进一步地，可以用轻的气体(优选地为低压的)回填发射管。这可能有益于最小化加速期间的气动阻力同时为发射包之前的电弧击穿提供增大的阻力。在一些实施例中，可以使发射管中被排空，并且可以沿着管在时间上按顺序地引入气体的高速脉冲，以便在管壁上包裹一层气体。这可以隔离管壁，并且可以配置成使得气体没有足够的时间从壁膨胀到管径的大半部分因此增大气动阻力。气体的这种引入可以通过蒸发或穿过管壁的端口来进行。
可以用装置将发射管出口密封起来，以便在发射包到达之前一直基本上或完全地防止空气进入。在不同实施例中，出口密封件可以是，例如，高速机械快门、一个或一系列气动帘幕，或相对薄的膜或多个膜的组合，发射包可以安全地飞行穿过该膜或多个膜的组合。当出口装置是薄膜或多个膜时，可以提供一个或几个小爆炸药包用于在运载工具到达出口前毁掉该膜。这样的药包可具体用作保险机制。例如，爆炸药包可用于在让抛射体离开发射管之前故意地毁掉抛射体，使得抛射体几乎在刚离开发射管时就被粉碎以便中止不满足规定的要求的发射。
本系统的优点在于可以通过从移动包去除电源来部分地实现固体火箭类的推重比。通过从静止电源为发射器供电，可以去除发射器的移动重量中的相当大的一部分。参考图14，电能源300可以用来为发射管100供应电能，发射管100包括初始发射管分段103、主发射管分段105和发射管出口107。在必要时可以诸如从电网或专用发电系统375来周期性地再充电能量源300。在某些实施例中，电能源300可以包括蓄电池组。例如，可以使用铅酸电池(例如，汽车电池)的串并联组合。适于以类似方式按要求提供电能的任何其他电池或电池套件均可以被使用。在特定实施例中，电感器350可以设置在电池组与发射管之间，使得在电感器处于充电状态的同时电池组为电感器充电。之后，电感器350可以切换到放电状态，在该状态中电感器向发射管放电。向发射管放电可以通过爆炸式促动的开关来启动。可替换地，放电切换可以包括使用具有电容器介导的燃弧控制的常规开关。优选地，电感器可以具有包括高磁导率材料的芯部。芯部可以适用于高放电率和低涡流损耗。此外，电感器可以被主动冷却，该芯部可以被主动冷却，并且/或者导体可以被主动冷却。根据本发明的电感器具体地可以配置成提供至少0.2兆安培、至少1兆安培、至少2兆安培、至少3兆安培、至少5兆安培、或至少10兆安培的驱动电流。
适于实现如在此描述的电驱动电流需求的任意电源均可以用作根据本发明的电能源。可以使用的电能源的非限制性示例包括电容器、标准电厂机组、火箭涡轮机驱动的涡轮式发电机等等。关于成本和可靠性，如以上所述的驱动电感器的电池(例如，铅酸电池)可以是优选的。
在一些实施例中，电池充电的电感器系统可以是有用的。例如，电池组可以存储大约800GJ，和在五百万安培下以大约500伏特为电感器充电。电感器可以在五百万安培下以最高达大约10,000伏特(或50吉瓦)向发射管放电。电感器可以存储大约270GJ并可以将大约90GJ递送给发射管。在递送给发射管的90GJ中，大约32GJ可以被递送给发射器或发射包。作为示例，在发射管中的发射器可以具有大约1,000kg的起始重量。由于推进剂罐、电加热器和扩散形喷嘴可以留在发射管中，离开发射管的包可能具有的重量为大约330kg。例如，离开发射管的包的质量相对于在发射开始时运载工具的重量的比率可以是大约0.1至大约0.8、大约0.2至大约0.6、或大约0.3至大约0.5。
在使用时，运载工具200最初定位在发射管100内部接近初始发射管分段103中的布设站(staging station)109。发射系统20可以包括如图14中所示的附加元件，诸如有效载荷准备和发射操作建筑物400和电网连接或发电系统375。简略地说，在使用时，电能从预充电的电能源300经由导线301传输到电感器350，然后通过导线351传输到发射管100。导线351可以与图10-图12中所示的电线170相互关联或互相连接。电能通过传导的发射管经由如在此描述的机制(例如，通过使用滑动触头、等离子弧转移，通过传导管，且通过发射管孔径)传输到电加热器220。来自推进剂罐230的推进剂在电加热器220中被加热，并且以在大约5至大约20km/s、大约6至大约18km/s或大约7至大约16km/s的范围内的速度离开扩散形喷嘴210，以沿着发射管100推进运载工具200。
根据本发明提供的运载工具可以配置成实现高推重比推进。在一些实施例中，推重比可以大于1:1，大于10:1，大于30:1，大于50:1，大于100:1，大于500:1或大于1,000:1。
在电加热器220在被加热的推进剂可以包括轻气体，并且优选地是在高温下能够被电离的气体。在一些实施例中，用作推进剂的轻气体可以是氢气。电加热器220优选地设置成将氢气或其它推进剂加热至诸如在大约1,000至大约100,000K，大约2,000至大约500,000K，大约2,500至大约20,000K，大约3,000至大约15,000K，大约3,500至大约10,000K，或大约3,500至大约5,000K范围内的高温。在一些实施例中，离开扩散形喷嘴210的排出气体可以是分子氢(即，具有的分子量为0.002kg/摩尔)。这样，发射管的在发射器之后的孔径可以基本上被氢气填充。在进一步的实施例中，离开扩散形喷嘴210的排出气体可以是原子氢(即，具有的分子量为0.001kg/摩尔)。在仍更进一步的实施例中，离开扩散形喷嘴210的排出气体可以是氢等离子体(即，具有的分子量为0.0005kg/摩尔)。
尽管以上氢被作为例子，但是可以利用具有相对轻的摩尔质量的其它材料。例如，在一些实施例中，可以使用乙硼烷、氨、甲烷和水作为推进剂。也可能使用推进剂的各种组合。
在一些实施例中，电加热器可以包括电弧喷射火箭或类似物。具体而言，加热器可以是适于在推进剂流中提供放电或电弧且因此提供推进的任意适当设计。
根据本发明的发射器火箭引擎(即，与扩散形喷嘴组合起来的电加热器)可以配置成提供高比冲(high specific impulse)(Isp)。在一些实施例中，发射器火箭Isp可以是至少500sec、至少600sec、至少700sec、至少1,000sec、至少1,500sec或至少2,000sec(例如，在500至2,000sec的范围内)。
在一个示例性实施例中，电加热器220可以包括诸如图15中所示的电阻加热器。电阻加热器1200可以包括电阻加热器壳体(shell)1210，其包住换热器1220，该换热器被电加热。尽管图中仅示出了单个换热器(或加热元件)，应理解可以将多个加热元件设置在单个加热器壳体内，以下进一步描述这种实施例的优点。电阻加热器壳体可以限定保护壳。热缸(换热器)可以由多种材料和复合结构形成。例如，可以使用诸如碳这样的低密度、高熔点的材料。在一些实施例中，换热缸可以包括涂以其他材料，诸如金刚石、钨、碳化铪或多层一种或多种不同材料的碳。这样可能有益于改善传热性能、强度和可靠性。热缸可以是蒸发管元件。例如，可以使用多孔钨缸。电阻加热器壳体1210可以包括适于容纳离开多孔热缸1220的热的膨胀气体的任何材料，以便通过排气端口1215受控地排出气体。推进剂气体5通过进气端口1213进入电阻加热器1200，通过该进气端口1213气体5进入开放的芯部1223中。在多孔热缸1220内部，经由通过电终端(1203,1205)的电流进行的电阻加热将推进剂气体5加热至在此描述的温度。加热的气体通过多孔热缸壁1221中的孔隙膨胀(或蒸腾)到外面，并且在通过排放端口1215离开电阻加热器1200之前填充电阻加热器1200的膨胀室1230。在一些实施例中，电加热器可以包括加热室、换热器和排气喷嘴或端口。特别是，加热室、换热器和喷嘴中的一者或全部可以诸如用发汗冷却来冷却。
在另一个示例性实施例中，电加热器220可以包括诸如图16中所示的那样的电弧加热器。电弧加热器2200可以包括电弧加热器壳体2210，其包围涡流室2230。电弧加热器壳体可以限定保护壳并可以包括发汗冷却壁。推进剂气体5通过进气端口2213进入电弧加热器2200，气体5通过该进气端口2213输送到涡流室2230中，在该涡流室2230中通过在电终端(2203,2205)之间经过的电弧将推进剂气体加热至本文描述的温度。如图中所示，电弧加热器2200的电终端(2203,2205)可以是同轴的，且被涡流室2230分隔开。在一些实施例中，电终端可以被发汗冷却。涡流室2230内的涡弧(arc vortex)可以被涡流稳定。具体而言，经由进气端口2213将推进剂气体5切向地注入到涡流室中，而不与排气端口2215同轴。在流体被膨胀地通过排气端口2215之前在通过弧放电加热流体时这可以形成螺旋涡。通过涡流稳定化、以及蒸发、催化(seeding)和类似手段，可以改善电弧稳定性、热传递和可靠性。
在本发明的一些实施例中，优选的可以是使所需驱动电流最小化。因此，在一些实施例中，电加热器的几何形状可以配置成使加热器电阻最大化，这于是可以允许相对低的电流要求，同时实现相对高的功率输出。作为示例性实施例，关于电阻加热器或电弧加热器，可以增长加热元件的长度，并且可以减小加热元件的直径。尤其是，可以使用又长又薄的连续的加热元件。在一些实施例中，加热元件可以配置成在整个加热器内的蛇形结构。在其他实施例中，加热元件的组合可以设置在单个加热器壳体内，并且到达每个元件的推进剂流可以并行进给。在这样的实施例中的电流流可以串联通过多个加热元件来提供。在单个加热器壳体内可以利用两个、三个、四个或甚至更多个加热元件，并且加热元件的总数可以与期望的电阻相匹配。在期望实现每单位体积的加热器电阻较高的实施例中，可以使用单个加热元件(参见图15和图16)，并且可以更改几何形状，使得加热器更宽且更短以便减小加热器电阻。
尽管氢气是优选推进剂，但也可以使用其他推进剂，并且可以组合多种材料。例如，可以用电离元素和/或另外活性元素和/或惰性元素来催化(seed)推进剂气体。非限制性示例包括铯、铷、钾、钠、锂、氢化锂、氩、氧和氦。这种附加元素的存在可能对于促进电弧稳定性、传导性和离子化是有用的。在一些实施例中，催化元素可以仅仅作为推进剂总质量的一小部分，诸如以质量计小于大约5％、小于大约4％、小于大约3％、小于大约2％或小于大约1％。
在一些实施例中，可以包括另外的增压气体(pressurant)，并且该另外的增压气体可以设置在推进剂罐内或在互连的部件内。该增压气体可以用于保持推进剂流到电加热器的流基本上恒定。作为非限制性示例，氦或另外的非活性其他可以用作增压气体。可以使用诸如泵这样的其他装置。图17中示出泵250在推进剂罐230和电加热器220之间。泵250可以是爆炸(pyrotechnically)驱动的，或者有利地可以是电驱动的，因为从发射管能获得高电力流。
扩散形喷嘴可以具有适于离开电加热器的热气体的膨胀的任意形式，以便以本文描述的方式加速运载工具。在一些实施例中，排气喷嘴可以包括多孔喷嘴喉。优选地，孔隙可以填充以诸如通过熔化、蒸发和分解其中的一种或多种方式吸收热量的材料。在某些实施例中，吸热材料可以包括固态氢、固态锂或水冰。在进一步的实施例中，排气喷嘴可以包括喷嘴喉，该喷嘴喉诸如用包括氢气的轻气体来蒸发冷却。
用于运载工具200的推进剂罐230可以重复利用。优选地，推进剂罐的尺寸设计成包括体积足够大的推进剂(例如，高压气体、液体、半固态氢浆、氢化锂、水或在被加热到高温时产生低分子量气体和高排出速度的其他材料)，以实现离开地球大气层或基本上脱离地球引力。在一些实施例中，推进剂罐的性质可以是基本上圆柱形的。在一些实施例中，推进剂罐可以由碳复合材料形成。推进剂罐尤其可以适于支撑定位在罐的前方的有效载荷的机械负载，减少罐与有效载荷之间的增压，如下文中进一步所述。
推进剂罐的尺寸可以设计成具有的外直径与发射管的内直径基本上相同。在一些实施例中，在推进剂罐的外表面的一部分上推进剂罐与发射管的内壁物理接触。在特定实施例中，推进剂罐可以包括在外表面的至少一部分上的滑动接触带。这样，罐结构的主要部分定位成稍微离开管的内表面。滑动接触带可以适于在运载工具的速度增大时蒸发，和提供低阻力气体轴承以最小化摩擦阻力。该带可以设计成产生绝缘的蒸气，使得蒸气会抑制而不是会促进任意电弧产生。例如，滑动接触带可以包括填充以液态六氟化硫的孔隙。在一些实施例中，在推进剂罐和发射管的内壁之间可以利用轴承或类似物。
根据本发明的发射系统的位置可以改变。在一些实施例中，发射系统可以位于地面上。在其他实施例中，发射系统可以位于非陆地位置，包括在自由空间中或在另一个天体上。
在运载工具的发射期间，出口处速度可以在大约2,000至大约50,000m/sec、大约4,000至大约30,000m/sec、大约6,000至大约15,000m/sec或大约8,000至大约12,000m/sec的范围内。在一些实施例中，最初通过使用可选(alternate)加速装置可以将运载工具加速至大约100至大约5,000m/sec的速度。例如，初始发射速度可以使用单级轻气炮来实现。在这样的实施例中，轻气(例如，氢气)可以被预加热，优选被电气预加热，并且更优选通过使用源自与运载工具相同的能源的电气加热而被预加热。在可选实施例中，通过这样的装置实现的初始速度可以是大约250至大约4,000m/sec或大约1500至大约2500m/sec。
如以上关于推进剂罐讨论的，在通过发射管期间可以以一种或多种方式来稳定运载工具。一个示例性方法是使用在推进剂罐上的滑动接触带。在其他实施例中，发射方法可能是尤其重要的。例如，在某些实施例中，在初始发射级并不利用电加热。如图14中可见的，发射管100可以包括初始发射管分段103。在这个分段中，运载工具可以经由热膨胀气体(例如，氢气)被加速。在初始发射级对轻气炮模型的利用可能对于在启动电力推动之前将运载工具加速到尽可能高的速度是有用的。这可以节约来自运载工具推进剂罐的推进剂，还可以节约电能。这还能确保滑动电触头在开始传导电流之前已经高速移动。当滑动触头适用于状态转换时，这可能是尤其有意义地。初始发射管分段(即，第一级发射器)典型地并不被供电，并且与第二级发射管电绝缘。这可有益于避免低速导电，在低速导电的情况下，可能会由于在传导发射管壁上任意给定点处滑动触头的接触持续时间过长而引起过度加热的发生。
在一些实施例中，可以经由差动增压(differential pressurization)来在发射管内进一步稳定运载工具。如图17中所见，在定位在发射管内的运载工具周围的阴影的区域150可以被差动加压，以使加速引起的施加到结构(具体而言，喷嘴、加热器、推进剂罐和有效载荷)上的机械应力最小化。
诸如氢气这样的低分子量气体的电加热可以提供如上提到的独特的高速火箭喷焰，这种高速火箭喷焰是迄今为止用已知的化学火箭技术不能达到的。这进而可以导致这样的设计，其在示例性实施例中能够实现到达轨道时的10％至70％的有效载荷分数。因此，不需要使用质量处于50至500吨的数量级的火箭，本发明的发射系统可以成本有效的方式发射包，该包的数量级小于基于火箭的系统(例如，0.05至1吨或0.2至2吨)。
具体而言，运载工具可以配置成在排空(真空)管内部被加速，而不是在自由飞行中被加速。优选地，运载工具可以不被允许离开发射管，除非系统确认存在安全的发射条件。在离开发射管之后，运载工具可以飞行穿过大气到达轨道或到达特定目的地(例如，关于太空飞行的轨道外位置或关于大气层内发射的确定陆地位置)。
如图17中可见，运载工具200可以包括有效载荷240。有效载荷240可以可拆除地连接到推进剂罐230。如图所示，有效载荷连接元件250可用于提供连接，并且可以使用用于将有效载荷240可拆除地连接到运载工具200的其他部件的任意适宜装置。发射系统20进一步可以包括有效载荷稳定器260，其可以包括一个或多个臂或类似元件，其定位在有效载荷240与内管壁130之间(优选地接近有效载荷的前尖端)并且在通过管100时稳定有效载荷防止径向移动。有效载荷稳定器260优选地在发射管100的出口处或附近脱离有效载荷。
有效载荷可以是存放各种类型的货物(包括，但不限于，人类乘客、消耗性资源、通信设备、动力部件、臂、法例(ordinances)、原料和类似物)的容器。在一些实施例中，货物的本质可以限定发射系统的某些参数。例如，针对由于经历过大的G力(火箭或飞机改变速度时人体的反应力)而受到不利影响的人类乘客或货物，发射管的尺寸和运载工具的加速度可以是不同的。在一些实施例中，图14中所示的发射管100(尤其是主要发射管分段105)的以米为单位的长度可以随着以千克为单位的发射质量的立方根的增大而增大。在一些实施例中，发射管的长度可以最多为大约50英里、最多为大约100英里、最多为大约250英里、最多为大约500英里，或最多为大约1000英里。进一步地，针对人类等的发射条件可能受限于诸如大约2G至不超过60G的加速度。在某些实施例中，发射管100的以米为单位的长度可以等于发射速度的平方除以两倍发射平均加速度。
以下描述了关于发射包的进一步的考虑因素。在一些实施例中，发射包可以具有在发射管中加速发射包时维持发射包的对准和朝向的惯性传感器和致动器。在一些实施例中，在发射加速间隔期间可以针对完整性和标称性能监视发射包。优选地，可以基于监视结果实施应急程序以优化发射和保护发射管。进一步地，可以通过在发射包从发射管离开不久之后或立即摧毁发射包，来终止发射。在一些实施例中，发射包可以在发射期间或发射不久之后与运载工具的剩余部件分离开。这些分离的部件可以限定为飞出有效载荷部分和废弃或回收利用部分。部件的分离可以是相当快的，并且可以利用，例如，气包卸载或爆炸螺栓断连。该分离可以在离开之后由气动力来帮助完成。在特定实施例中，飞出有效载荷可以具有利用蒸发冷却的热屏蔽或突出的端头，以在从大气离开期间维持端头完整性、形状、锐度、低阻力和低压力矩。根据本发明使用的高性能热屏蔽可以配置成基本上阻止了在为至少6km/s、至少8km/s、至少10km/s、至少12km/s或至少14km/s的速度(在海平面测量的)时的损害。
在一些实施例中，飞出有效载荷可以基于相对于其质心位置的压力中心位置具有小的正稳度、中性稳度或负气动稳度。在一些实施例中，飞出有效载荷可以高横向加速水平机动飞行，以优化穿过大气的飞行路径和改变发射方位角。在一些实施例中，飞出有效载荷可以具有高的升阻比。在一些实施例中，有效载荷可以具有升力体设计。在一些实施例中，飞出有效载荷可以具有非常高速度响应而低阻力的气动控制表面。优选地，表面可以是底座拼合襟翼或者表面可以用压电致动装置驱动。
在一些实施例中，飞出有效载荷可以是轨道卫星。例如，卫星可以是通信卫星、传感卫星、补给运载工具或武器。在一些实施例中，飞出有效载荷可以是亚轨道有效载荷。例如，有效载荷可以是要快速传递到长距离的商业包，有效载荷可以是传感器有效载荷，有效载荷可以是UAV或其它无人操作交通工具，或者有效载荷可以是武器。在这样的实施例中，有效载荷可以包含可以在冲击之前被分散开的子部件，有效载荷可以在冲击之前一直保持完整无缺，或者多个有效载荷可以在同一位置处或同一位置附近冲击以便实现深穿透。在一些实施例中，卫星可以包含用于供电的可膨胀式太阳能电池阵。在一些实施例中，卫星可以包含可膨胀式磁体阵列以为轨道中的姿态控制做准备。在一些实施例中，卫星可以包含可膨胀式天线阵列以实现轨道中的通信。在一些实施例中，卫星包含用于实现轨道中的任务的可膨胀式结构。该可膨胀式结构可以在打开之后硬化至具有刚性。
在一些实施例中，卫星的设计寿命可以少于10年、少于5年、少于2年或少于约1年。在一些实施例中，卫星轨道高度可以是使得由于气动阻力导致的轨道寿命可以少于约5年、少于约2年、少于约1年、少于约6个月、少于约3个月或少于约1个月。在一些实施例中，通过使用可膨胀式磁体阵列实现的抵抗地球磁场的电磁推力，通过作用在可膨胀式太阳帆上的阳光和太阳风引起的压力，或通过对抗电离上层大气微粒的磁流体动力(MHD)推进，卫星可以实现更长的轨道寿命。
本发明的发射系统可以提供优于已知太空发射系统的某些优点。在一些实施例中，通过使用商业级部件可以降低有效载荷成本，该商业级部件具有高初始故障率，然后通过发射、失败和重新设计循环快速降低，来随着时间经过快速实现越来越高的可靠性。进一步地，如果需要，可以为了单一目的而同时设计发射器以及高达上千个的有效载荷。在一些实施例中，有效载荷可以全部是通信卫星。在一些实施例中，卫星可以是射频通信卫星。在一些实施例中，卫星可以是光学通信卫星。在一些实施例中，有效载荷可以是用于毫米波或光学波束的反射中继。在一些实施例中，有效载荷可以是核废料容器。在一些实施例中，飞出有效载荷可以具有热屏蔽，带有多孔端头，其填充通过熔化和/或蒸发和/或分解吸收热量的材料，以便在从大气离开时维持端头完整性、形状、锐度、低阻力和低压力矩。尤其是，该材料可以是固态氢或锂或冰。
在图18(处于大气传输配置)和图19(处于轨道中部署配置)中提供了用于根据本发明的运载工具的有效载荷的一个实施例。实施例示出了示例整合发射能力、卫星结构和通信服务。具体而言，图18示出了示例性运载工具有效载荷部件的外部示图以及揭示了有效载荷部件的多个元件的示例性划分(compartmentalization)的剖视图。在外部示图中，有效载荷部件1700具有圆锥形形状以提供良好的空气动力学，但也可以涵盖其他形状。有效载荷部件被具体示出为具有航空机动襟翼1710和鼻锥热屏蔽1720。在一些实施例中，烧蚀杆1725可以被包括在有效载荷部件1700的鼻部处。烧蚀杆1725可以配置成在杆的前端被烧蚀掉时从鼻部向前伸出。在内部示图中，有效载荷部件容纳(从底部到尖端)入轨马达1730、入轨推进剂1740、太阳能电池阵列1750、姿态控制器1760、通信有效载荷1770和航空电子设备1780。图19的示图显示了有效载荷部件1700的剩余飞行体，其连接有可膨胀式太阳能电池阵1810、可膨胀式姿态控制系统1820和可膨胀式通信阵列1830。在美国专利第6,921,051号中提供了运载用于轨道运输的多个有用元件的有效载荷示例，该专利的公开内容全部并入本文中作为参考。
在进一步的实施例中，本发明可以提供用于发射有效载荷的方法。例如，在某些实施例中，本发明可以提供用于加速运载工具的电防磁发射方法。该方法可以包括电气加热推进剂以形成膨胀气体，该膨胀气体用大约2至大约2,000G的加速力将通过发射管的运载工具加速到至少大约5,000m/s的速度，同时将管内的磁场限制到不多于2特斯拉。该发射方法可以由在本文中另外描述的EAM发射系统的若干元件的多种组合限定。
在示例性实施例中，根据本发明的发射管可以具有大约1.2米的直径和大约16000米的长度。该管可以被排空。发射加速可以为大约225G，并且发射周期可以是大约4秒。
例子
对发射系统进行数学建模来举例说明尤其是相对于典型的现有技术EM发射器，本发明的EAM发射器的优点。现有技术的EM发射器建模基于等式：F＝MA＝0.5x L'x I2，其中F是以牛顿为单位的力，M是以kg为单位的质量。A是以米每平方秒为单位的加速度，L'是在发射管中每行进一米产生的电感的增大，以微亨利每米为单位，而I是以安培为单位的电流。
典型的已知现有技术的轨道炮的建模(对于1吨的有效载荷)
对现有技术的轨道炮进行建模如下：
L'＝5x 10-7H/m；
I＝20x 106A；
M＝1,000kg；
F＝.5x(5x 10-7)x(20x 106)2＝0.5x(5x 10-7)x(400x 1012)＝1x 108N
A＝F/M＝1x 105m/sec2＝10,000G.
对于使仅仅几克达到6000m/sec，由EM轨道炮以往实现的典型效率是大约0.1％至1％。对于使几百可达到3000m/sec，EM轨道炮实现的典型效率是大约10-15％。
典型的已知技术的线圈炮的建模(用于1吨的有效载荷)
对于现有技术的线圈炮进行建模如下：
L'＝125x 10-7H/m；
I＝4x 106A；
M＝1,000kg；
F＝0.5x(125x 10-7)x(4x 106)2＝0.5x(125x 10-7)x(16x 1012)＝1x 108N；
A＝F/M＝1x 105m/sec2＝10,000G.
由线圈炮曾经获得的最高速度是大约1000m/sec。
关键问题时所需的驱动电压为：
驱动电压＝V＝L'x I x速度
＝(125x 10-7)x(4x 106)x 8000＝400,000volts.
普遍认为迄今为止以前的技术还没有实现过在线圈发射器中的电压可以超过约50,000伏特，并且这个事实以及其他因素限制了可以获得的速度。此外，电容器是用于驱动线圈炮的唯一已知电源。考虑到20％的效率，使一吨达到8800m/sec需要194千兆焦耳(Gigajoule)的电容器。由于电容器电源目前的成本大约是l美元/焦耳，这种模型仅仅针对电源就需要1940亿美元。
根据本发明的EAM发射器(对于1吨的有效载荷)
对于根据本发明的EAM发射器的数学建模执行成如下这样：
L'＝1x 10-8H/m
I＝2x 106A
磁力(F)＝[0.5x(1x 10-8)x(2x 106)2]＝[0.5x(1x 10-8)x(4x 1012)]＝[2x 104N]
A＝F/M＝20m/sec2＝2G(所以磁“推力”是2G，而"气体喷嘴推力"为大约225G)。气体喷嘴推力是按照如下这样计算的：
推进剂流速＝dM/dt＝180kg/s；
排气速度＝Vexhaust＝12,500m/s；
推力＝牛顿＝dM/dt x Vexhaust＝180x 12,500＝2.25x 106；并且
A＝F/M＝2,250m/s＝225G.
如以上可见，本发明的EAM发射器可以将所需电流与轨道炮相比降低10倍，而与线圈炮相比降低2倍，因此将电阻和电弧以及磁能存储消耗分别降低了100倍和4倍。发射器电流降低使其可与低成本电源相兼容。
已经证实火箭推进效果可以达到在空间中超过20,000m/sec的速度。本发明的EAM发射器尤其有利的是因为在传导管中电气供电的火箭的组合被设计成使每单位电流的推进力最大化，同时将磁场和磁力消除到尽可能大的程度。这降低了由于电阻加热损耗、电弧损耗和存储的磁场能损耗引起的损耗。
受益于前述描述和附图呈现的教导，本发明所属于的领域内的技术人员将体会到本发明的许多修改和其他实施例。因此，应理解本发明不限于在此公开的特定实施例，并且修改和其他实施例旨在包括在所附权利要求的范围内。尽管本文中使用了特定术语，但这些术语是以通用而描述性的意义使用的，并不用于限制。

Claims (78)

1.一种运载工具，用于有效载荷的高速投放，所述运载工具包括：
有效载荷容器；
容纳推进剂的推进剂罐；
电加热器，所述电加热器与所述推进剂罐相分离，所述电加热器与所述推进剂罐流体连接，并且用于电加热从所述推进剂罐接收的所述推进剂以形成排出尾气；和
一个或多个导电体，其配置成将电流的流动从外部源引导到所述电加热器，
其中所述电加热器是包括在保护壳内部的至少一个电加热的多孔壁的电阻加热器，或者所述电加热器是包括在保护壳内的涡流室的电弧加热器。
2.如权利要求1所述的运载工具，还包括扩散形喷嘴，该扩散形喷嘴与来自所述电加热器的所述排出尾气流体连通。
3.如权利要求1所述的运载工具，其中所述电加热的多孔壁包括碳壁。
4.如权利要求3所述的运载工具，其中所述碳壁包括选自金刚石、钨、碳化铪和其组合的涂层材料。
5.如权利要求1所述的运载工具，其中所述电加热的多孔壁是发汗含钨缸。
6.如权利要求1所述的运载工具，其中所述电阻加热器包括排出端口，该排出端口与在所述保护壳的内部并且在所述电加热的多孔壁外部的室流体连通。
7.如权利要求1所述的运载工具，其中：
所述保护壳包括发汗冷却壁；
所述涡流室配置成形成涡流稳定电涡弧；或
所述电弧加热器包括由所述涡流室分隔开的同轴电终端。
8.如权利要求1至7中任一项所述的运载工具，其中所述导电体包括滑动电触头。
9.如权利要求8所述的运载工具，其中所述滑动电触头包括被外缘至少部分围绕的内导体。
10.如权利要求9所述的运载工具，其中所述外缘配置成用于发汗冷却。
11.如权利要求10所述的运载工具，其中所述外缘是多孔的。
12.如权利要求11所述的运载工具，其中所述多孔外缘中的孔隙被至少部分地填充有冷却材料。
13.如权利要求12所述的运载工具，其中所述冷却材料选自氢、六氟化硫和其组合。
14.如权利要求9所述的运载工具，其中所述滑动电触头还包括在所述内导体和所述外缘之间的磁性缘、可烧蚀的屏蔽、内冷却缘和可烧蚀的缘中的一个或多个。
15.如权利要求8所述的运载工具，其中所述滑动电触头配置成从等离子弧接收电流。
16.如权利要求8所述的运载工具，其中所述导电体还包括在所述滑动电触头和所述电加热器之间延伸的对准臂。
17.如权利要求1至6中任一项所述的运载工具，其中所述导电体包括细长导电元件，该细长导电元件连接到所述有效载荷容器和所述推进剂罐中的一者或两者或与所述有效载荷容器和所述推进剂罐中的一者或两者一体成形。
18.如权利要求17所述的运载工具，其中所述细长导电元件配置成从等离子弧接收电流。
19.如权利要求1至6中任一项所述的运载工具，其中所述推进剂罐包括在所述推进剂罐的外表面的至少一部分上的一个或多个滑动接触带。
20.如权利要求19所述的运载工具，其中所述滑动接触带配置成是可蒸发的。
21.如权利要求1至6中任一项所述的运载工具，其中所述有效载荷容器包含人类或动物乘客、卫星、载具、货物和武器中的一种或多种。
22.如权利要求1至6中任一项所述的运载工具，其中所述有效载荷容器、所述推进剂罐和所述电加热器中的一者或全部是可重复使用的。
23.如权利要求1至6中任一项所述的运载工具，其中所述推进剂选自氢、乙硼烷、氨、甲烷和其组合。
24.如权利要求1至6中任一项所述的运载工具，其中所述运载工具配置成提供至少为500秒的比冲(Isp)。
25.如权利要求1至6中任一项所述的运载工具，其中所述电加热器配置成将所述推进剂加热至1,000K至100,000K的温度。
26.如权利要求1至6中任一项所述的运载工具，其中所述排出尾气选自分子氢、原子氢、氢等离子体和其组合。
27.如权利要求1至6中任一项所述的运载工具，其中所述有效载荷容器包括热屏蔽。
28.如权利要求27所述的运载工具，其中所述热屏蔽的至少一部分配置成用于发汗冷却。
29.如权利要求1至6中任一项所述的运载工具，其中所述运载工具配置成提供大于10:1的推重比。
30.如权利要求1至6中任一项所述的运载工具，进一步包括与所述推进剂罐和所述电加热器流体连通的推进剂泵。
31.如权利要求30所述的运载工具，其中所述推进剂泵是爆炸驱动的泵或是电驱动的泵。
32.一种发射系统，包括：
1)发射管，其包括至少一个管，该至少一个管配置成用于通过该管传输能量；
2)运载工具，包括：
有效载荷容器；
容纳推进剂的推进剂罐；
电加热器，其与所述推进剂罐相分离，所述电加热器与所述推进剂罐流体相连，并且用于电加热从所述推进剂罐接收的所述推进剂以形成排出尾气，其中所述电加热器是包括在保护壳内部的至少一个电加热的多孔壁的电阻加热器，或者所述电加热器是包括在保护壳内的涡流室的电弧加热器；和
一个或多个导电体，其配置成将电流的流动引导到所述电加热器；和
3)电能源；
其中所述发射管配置成用于推进所述运载工具通过该发射管。
33.如权利要求32所述的发射系统，还包括推进剂泵，所述推进剂泵与所述推进剂罐和所述电加热器流体连通。
34.如权利要求32所述的发射系统，其中所述发射管包括通过同轴绝缘体管分离开的内导电管和外导电管。
35.如权利要求34所述的发射系统，其中所述内导电管包括至少部分地沿其长度延伸的一个或多个开槽轨道。
36.如权利要求35所述的发射系统，其中所述一个或多个开槽轨道配置成接收所述运载工具的所述导电体。
37.如权利要求34所述的发射系统，其中所述外导电管的半径与所述内导电管的半径的比率是2。
38.如权利要求32所述的发射系统，其中所述发射管配置成限制由通过该发射管的0.2至2兆安培的电流形成的任何磁场，使得磁场强度小于1.25特斯拉。
39.如权利要求32所述的发射系统，其中所述发射管被抽空环境空气。
40.如权利要求32所述的发射系统，其中所述发射管包括被绝缘体管和导电管围绕的管孔径，并且其中所述发射管配置成用于使电流通过在所述发射管孔径内的感应等离子弧。
41.如权利要求40所述的发射系统，其中所述导电管沿着其长度通过所述绝缘体管与所述发射管孔径分离开，但是在所述发射管末端附近与所述发射管孔径电连接。
42.如权利要求41所述的发射系统，还包括在所述发射管的相反的起始端处的后向导电元件。
43.如权利要求42所述的发射系统，其中所述系统配置成用于使电流向前通过所述导电管以及向后通过所述发射管孔径和所述运载工具的一个或多个导电体达到所述后向导电元件。
44.如权利要求40所述的发射系统，其中所述感应等离子弧存在于所述运载工具的前方和所述运载工具的后方。
45.如权利要求32所述的发射系统，其中所述发射管包括两个导电管和两个绝缘体管。
46.如权利要求45所述的发射系统，其中所述发射管包括被内绝缘体管和外绝缘体管围绕的管孔径，内绝缘体管和外绝缘体管被内导电管分离开，所述发射管还包括在所述外绝缘体管外部的外导电管。
47.如权利要求46所述的发射系统，其中所述内绝缘体管和所述内导电管沿着其长度的至少一部分被分段。
48.如权利要求47所述的发射系统，其中所述分段各包括至少一个开关，该开关配置成将电流从所述发射孔径传输到所述内导电管。
49.如权利要求46所述的发射系统，其中所述外导电管在所述发射管的末端附近与所述发射管孔径电连接。
50.如权利要求46所述的发射系统，其中所述发射管配置成用于使电流通过在所述发射管孔径内的感应等离子弧。
51.如权利要求50所述的发射系统，其中所述系统配置成用于使电流向前通过所述外导电管，且向后通过所述发射管孔径和所述运载工具的所述一个或多个导电体。
52.如权利要求51所述的发射系统，其中所述系统配置成用于使电流从所述运载工具的所述一个或多个导电体通过沿所述内绝缘体管的长度定位的一个或多个开关并且传输到所述内导电管中。
53.如权利要求32所述的发射系统，其中所述发射系统配置成是电防磁的。
54.如权利要求32所述的发射系统，其中所述电能源包括电池组。
55.如权利要求54所述的发射系统，其中所述电能源还包括电感器。
56.如权利要求32所述的发射系统，其中所述电能源包括配置成输送功率波束的波束形成元件。
57.如权利要求56所述的发射系统，其中所述电能源包括跟踪元件，该跟踪元件配置成在所述运载工具移动通过所述发射管时跟踪所述运载工具。
58.如权利要求56所述的发射系统，其中所述发射管包括沿着其长度的至少一部分的一个或多个通道，所述一个或多个通道配置成允许所述功率波束穿过该通道传送。
59.如权利要求56所述的发射系统，其中所述功率波束包括激光波束、微波波束或毫米波波束。
60.一种用于发射有效载荷的方法，该方法包括：
提供如权利要求32所述的发射系统；和
在所述运载工具的电加热器中电加热所述推进剂，以形成速度足以使所述有效载荷加速通过和离开所述发射管的排出尾气。
61.如权利要求60所述的发射有效载荷的方法，其中所述方法包括在所述运载工具的电加热器中电加热所述推进剂，以形成膨胀气体，该膨胀气体以2至2,000G的加速力将所述运载工具加速通过所述发射管至至少为每秒2000米的速度，同时将所述管内的磁场限制成不大于2特斯拉。
62.如权利要求60所述的发射有效载荷的方法，包括使0.2安培至50兆安培的电流通过所述发射管的至少一个导电管。
63.如权利要求62所述的发射有效载荷的方法，其中所述电流被提供到第一导电管，从所述第一导电管通过第一滑动触头传输到所述运载工具的电加热器，并且从所述电加热器通过第二滑动触头传输到第二导电管。
64.如权利要求63所述的发射有效载荷的方法，其中所述电流从所述第一导电管传输到所述第一滑动触头，并且从所述第二滑动触头经由等离子弧传输到所述第二导电管。
65.如权利要求62所述的发射有效载荷的方法，其中所述电流被提供到至少一个导电管，并且通过所述导电管向前传输向所述发射管的末端。
66.如权利要求65所述的发射有效载荷的方法，其中所述电流从所述至少一个导电管传输到所述发射管的开放孔径中，并且通过该开放孔径所述电流传输到所述运载工具的第一导电体。
67.如权利要求66所述的发射有效载荷的方法，其中所述电流经由等离子弧传输通过所述发射管的开放孔径。
68.如权利要求66所述的发射有效载荷的方法，其中所述电流从所述运载工具的第一导电体传输到所述电加热器，并且通过所述运载工具的第二导电体传输离开所述运载工具。
69.如权利要求68所述的发射有效载荷的方法，其中从所述运载工具离开的所述电流向后移动通过所述发射管的开放孔径，传输到后向导电元件。
70.如权利要求62所述的发射有效载荷的方法，其中所述电流被提供到第一导电管，并且朝向所述发射管的末端向前传输通过所述第一导电管。
71.如权利要求70所述的发射有效载荷的方法，其中所述电流从所述第一导电管传输到所述发射管的开放孔径中，通过该开放孔径所述电流经由等离子弧传输到所述运载工具的第一导电体。
72.如权利要求71所述的发射有效载荷的方法，其中所述电流从所述运载工具的第一导电体传输到所述电加热器，并且通过所述运载工具的第二导电体离开所述运载工具。
73.如权利要求72所述的发射有效载荷的方法，其中离开所述运载工具的电流通过一个或多个开关传输到第二导电体中并且通过该第二导电体向后传输。
74.如权利要求60所述的发射有效载荷的方法，其中所述电能源包括波束形成元件，该波束形成元件配置成输送功率波束，并且其中该方法包括将来自所述波束形成元件的功率波束引导成穿过所述发射管中的一个或多个通道到达所述运载工具的电加热器。
75.如权利要求74所述的发射有效载荷的方法，包括在所述运载工具加速通过所述发射管时使所述功率波束跟踪所述运载工具的位置，使得在沿所述发射管的长度的多个位置处所述功率波束被输送到所述运载工具。
76.如权利要求74所述的发射有效载荷的方法，其中所述功率波束是激光波束、微波波束或毫米波波束。
77.如权利要求60所述的发射有效载荷的方法，包括将能量波束指引到离开所述发射管之后的所述有效载荷容器前方的大气，使得所述能量波束加热所述有效载荷容器前方的大气。
78.如权利要求77所述的发射有效载荷的方法，其中所述能量波束是激光波束。
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