CN116181523A - 气态氧化剂气态燃料和气态氧化剂固态燃料的火箭发动机 - Google Patents

Abstract

一种用超高压容器容纳气态氧化剂和气态燃料的双气态火箭，用超高压气体能自行冲出阀门的特点而去除燃料泵等设备。还去除了燃料中不参与燃烧、却会吸收热量的惰性元素。使这双气态火箭的比冲等指标大幅度提高。用阀门能调节气流流量从而调节喷气速度和火箭速度，也能控制燃气的喷出与否并反复多次启动。一种用超高压容器容纳气态氧化剂和有两种固态燃料的气态加固态火箭。其中传统固体燃料用于初步点火。而占高比例的有高燃烧热、且不含惰性元素的大直径非传统燃料为主要燃料。用传统燃料点火导致温度上升后，再输入氧气，引燃非传统燃料。用阀门来调节输入氧气的流量从而调节喷气速度。也能控制氧气阀门来控制燃气的喷出与否和火箭的多次启动。

Description

气态氧化剂气态燃料和气态氧化剂固态燃料的火箭发动机

技术领域

本发明涉及液体与固体火箭发动机，特别涉及这两种火箭的燃料与氧化剂的物质状态与贮存方式、燃料与氧化剂的化学成份、以及其中固态燃料的外形及其成型工艺的技术领域。

背景技术

综合“https：//lt.cjdby.net/thread-441627-1-1.html技术狂想症与新时代火箭发动机的选择”、“http：//liouhuayuren.blog.sohu.com/100515150.html液体火箭使用的是什么燃料？”“https：//www.docin.com/p-174489017.html谈先进的液氧(煤油)火箭发动机张贵田”等文献可知：现有的液体火箭发动机的氧化剂和燃料有：液态氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃料有液氢、偏二甲肼、甲烷、丙烷、煤油等。但“N₂O₄……剧毒，且有腐蚀性。”(摘自“https：//baike.so.com/doc/6990036-7212888.html四氧化二氮”)。而“偏二甲肼/四氧化二氮的毒性大、污染严重、价格高、性能低……。甲烷、丙烷、液氢为低温推进剂，不好贮存，运输、加注和操作都不方便，泄漏后易起火爆炸，特别是液氢很容易泄漏。”“https：//wenku.baidu.com/view/b8fdd1ef4afe04a1b071deb1.html液体火箭发动机发展现状及发展趋势概述”说“由于液氢的密度很小，而且容易蒸发，需绝热，因而飞行器结构尺寸较大。”

综合上述文献可知：液体火箭一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。推进剂供应系统有挤压式和泵压式两类。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。泵压式供应系统中的“分级燃烧循环”须将“一部分燃料在预燃室燃烧产生高温燃气推动发动机的涡轮和泵。随后废气和推进剂一起注入燃烧室。……也称为‘闭式循环’。而开式循环产生的废气直接排放，因而效率有所损失。分级燃烧循环……主要缺点就是涡轮机的工作环境苛刻，需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。”而且，分级燃烧“研制难度大，投资高、风险大、机构体积重量大，反而降低了提高效率带来的好处。……分级燃烧的技术困难很多很大。”液体火箭“设计相对比较复杂，组部件较多，故障模式较多。低温推进剂无法长期贮存……有几种推进剂的泄漏或溢出会引起危险、腐蚀、有毒和火灾。”

液体火箭的优点是比冲高，推力范围大、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长。但也存在上述的缺点。导致液体火箭这些优缺点的根本原因是：为了提高氧化剂和某些燃料的密度，必须将气态的氧化剂和某些燃料强冷却到液态；从而缩小这两者的体积，便于贮存在火箭中。但这就必须另外配备强冷却装置；而且，只能在发射前才能将强冷后的液态氧化剂和某些燃料注入火箭中，难以随时发射。此外，火箭工作时，液态物质不会自行进入燃烧室，还要用挤压式或泵压式燃料供应系统将液态物质强力注入燃烧室。如“https：//zhidao.baidu.com/question/1833957909221836900.html V2火箭发动机的美国航空航天局(NASA)供图”说“泵必须产生极高的压力才能克服燃烧室中因燃料燃烧产生的压力。”这套燃料供应系统不但占据了一定的火箭上的宝贵的体积和重量。而且，泵压式系统中的涡轮泵的工作条件极其苛刻。“涡轮泵就是整个火箭发动机的心脏。正因为此，涡轮泵的构造复杂，工作条件苛刻，可以说是整个火箭发动机研制的关键难点之一。”(摘自“http：//sh.qihoo.com/pc/902779d157b5af915？cota＝3&refer_scene＝so_l&sign＝360_e39369d1...液氧煤油火箭发动机联试成功”。泵压式燃料供应系统增加了液体火箭的复杂性，也降低了其可靠性。而且，泵压式燃料供应系统本身也要消耗一定比例的燃料和氧化剂来驱动自身，减少了直接推动火箭的燃料燃烧能量的比例。“所有这些抽运和冷却流程使普通的液体推进剂发动机看起来更像是一项杂乱无章的管道工程。”(摘自同上“V2火箭发动机......”)。

显然，对于一定所需推力的火箭，就必须携带一定质量的氧化剂和燃料。虽然液态氧化剂和某些液态燃料的体积较小、密度较大。但液态物质几乎是不可压缩的。那么，容纳液态氧化剂和液态燃料的容器的体积就不能随意缩小，这样就导致整个火箭的体积和重量巨大。

而且，即使有保温措施，注入火箭的某些液态物质还会逐渐汽化，增大了对贮存容器的压力；于是只好用排气阀将这些汽化物质排出；但这样又减少了其中氧化剂或燃料的总量。

以上是从整体和物理状态来分析；下面再从微观和化学状态来分析液体火箭的不足之处：

液体火箭的工作是一种燃烧过程。在这燃烧的化学反应中能释放热量的通常只有碳(C)和氢(H)元素；而氧(O)元素则起着一种助燃作用。作为上述液体火箭中常用的氧化剂的四氧化二氮(N₂O₄)的分子中固然有相当多的O元素，但也存在可观比例的氮(N)元素。N的原子量为14，O的原子量为16；于是N₂O₄的分子量为92。2个N原子在N₂O₄分子中占有高达约30％的比例！如此高比例的N元素极大地减少了N₂O₄分子有用的O元素的比例。

N元素还有个更加负面的作用：据“http：//vdisk.weibo.com/s/deAbx8QgOgtV1燃烧学，傅维镰等著”P9～10说“当反应体系在等温条件下进行某一化学反应过程时，除膨胀功外，不作其它功，此时体系吸收或释放的热量称为该反应的热效应。......当反应在1atm(atm为标准大气压)、298K(绝对温标开尔文)下进行，此时的反应热效应称为标准热效应，并以

表示。这里上标‘0’代表标准压力，下标‘298’代表标准温度298K。根据热力学惯例，吸热为正值，放热为负值。”同书P12说“等温等压条件下反应物形成生成物时吸收或释放的热量称为反应热。......在标准状态下的反应热称为标准反应热，以/>

表示，单位kJ(千焦耳)。

同书P30～31说“三、气体的离解：燃烧产物的组成和含量是温度和压力的函数。对于一个C-H-O-N系统的富氧情况来说，其主要产物是CO₂、H₂O、O₂及N₂。随着火焰温度升高，离解开始出现，可能产生CO、H₂、OH、H、O、O₃、C、CH₄、N、NO与NH₃等组分。......在更高温度下，氮开始参加反应。当T＞3000K时，发生

/>

当T＞3000K，p＝1atm或T＞3600K，p＝20atm时，N₂按下式开始离解

N₂→←2N；

液体火箭工作时，燃烧室温度达3,000～4,000℃，这相当于3,278～4,278K！在如此高的温度下，N不但与宝贵的本来应该与C和H反应的O化合成无用的NO；进而还会有N₂的离解。而在这两个化学反应中要吸收即浪费90.0+941.8＝1031.8(kJ)的标准反应热！

P44～45说“当反应物质中混合有惰性物质时，会降低反应物的浓度，使得反应速度下降。”

另据“https：//wenku.baidu.com/view/1c3d5734a32d7375a417801a.html？sxts＝1524380381398燃烧学”说“4.2.4影响燃烧速度的因素：(6)惰性添加剂的影响：在混合物中加入CO₂及N₂产生了相似的效应：降低燃烧速度......”。

可见，分子中的N等惰性元素，不仅占用了宝贵的燃料体积与重量，降低了反应物的浓度。而且在燃烧中，还会与宝贵的O反应成无用的NO分子，减少真正与C和H反应的O的比例。而在高温下生成NO的反应和在更高温度下N₂的离解都要吸收可观的热量，浪费了燃烧产生的热量，降低了燃烧速度和燃气喷出的速度，也因此降低了整个火箭的飞行速度。

由于基本原理的束缚，液体火箭比冲的提高很有限，同上《技术狂想症与新时代火箭发动机的选择》说“在基础原理取得突破之前，越是接近指标极限，前进就越是困难，花费就越大，常常会多花一倍开销，只将指标提高了百分之几。人们在提高火箭发动机比冲方面作了很多努力，但是收效不大。想大幅度提高火箭的比冲，不外乎三种方法...：更强的推进剂、更好的循环方式、更大的喷管面积比。但是经过长期的摸索，上述三条路线，都是困难重重...。”

现有的各类固体火箭发动机依靠燃料的燃烧而喷出燃气来工作。为了产生并维持燃烧，就从原子层面将燃料C和/或H再加氧化剂O这两种或三种元素结合成分子。如常用的硝化纤维(又称NC、下同)；据“https：//baike.baidu.com/item/％E7％81％AB％E6％A3％89/2660439火棉：一种白色的纤维状物质......可以用作......或者固体火箭推进剂的成分。硝化纤维的爆炸反应方程式为：2(C₆H₇O₁₁N₃)n→3nN₂↑+7nH₂O↑+3nCO₂↑+9nCO↑”。

“http：//baike.baidu.com/view/238051.htm？fr＝aladdin固体火箭发动机”也说“硝化纤维素(含氮量12％左右)”。另一种燃料为硝化甘油(又称NG、下同)，据“https：//wenda.so.com/q/1535151528212208？src＝180&q＝％E7％A1％9D％E5％8C％96％E7％94％98％E6％B2％B9％28C3H5N3O9％29％E5％88％86％E8％A7％A3％E6％97％B6％E4％BA％A7％E7％89％A9硝化甘油”可知：硝化甘油分子式为C₃H₅N₃O₉，其中也含有较高比例的N元素。

虽然NC和NG中都有C、H和O，但也包括了N元素。N不仅占有了宝贵的燃料体积与重量，降低了反应物浓度。而且由于固体火箭“燃烧室须承受2,500～3,500度的高温”。3,500℃相当于3,778K的高温。于是，与液体火箭中的相似：N在高温下会与O反应成无用的NO分子，减少了参与有用化学反应的O元素的比例。N₂还会离解成N。而生成NO和N2的离解都要吸收燃烧产生的热量；降低燃烧速度和燃气速度，降低了整个火箭的飞行速度。

据“https：//www.renrendoc.com/paper/86294475.html各种燃料燃烧值”P2：现有固体火箭燃料中常用的硝棉火药、硝棉(干)、硝化甘油火药和硝化甘油的燃烧热分别只有3.8、4.2、5.1和6.3兆焦耳/公斤。远远低于下面将要详细介绍的各种其它燃料的燃烧热。同上《技术狂想症与新时代火箭发动机的选择》说“......要获得高比冲推进剂，要求推进剂具有高的化学能、高的燃烧效率......”。这四种燃料的低燃烧热违反了“推进剂具有高的化学能”的这一原则。

同上《固体火箭发动机》还说“复合推进剂使用单独的可燃剂和氧化剂材料，以液态高分子聚合物粘合剂作为燃料，添加结晶状的氧化剂固体填料和其它添加剂，融合凝固成多相物体。为提高能量和密度还可加入一些粉末状轻金属材料作为可燃剂，如铝粉(Al)。...氧化剂主要采用高氯酸盐如高氯酸胺。氧化剂通常占推进剂总重量的60～90％，许多无机化学品可作为氧化剂，如高氯酸盐类(高氯酸钾、高氯酸胺、高氯酸锂)，硝酸酯类(硝酸胺、硝酸钾、硝酸钠)...。高分子聚合物既用作可燃剂又作为粘合剂，常用的有聚硫橡胶、聚氨酯(PU)、聚丁二烯-丙烯腈(PBAN)、端羧基聚丁二烯(CTPB)、端羟基聚丁二烯(HTPB)、端羟基聚醚(HTPE)、聚氯乙烯等类。其他添加剂一般有：...燃速调节剂；...燃烧稳定剂；...增塑剂；...安定剂；...防老化剂；改善工艺性能的稀释剂、润湿剂、固化剂和固化催化剂等类。”

下面来具体分析这些“既用作可燃剂又作为粘合剂”的“高分子聚合物”的分子特性：

据“https：//baike.so.com/doc/5926790-6139713.html聚硫橡胶”可知：“聚硫橡胶是由二卤代烷与碱金属或碱土金属的多硫化物缩聚而得的合成橡胶。结构-CH₂-CH₂-Sx-”。可见：其分子中有相当比例惰性的硫(S)原子。

据“https：//baike.so.com/doc/6243649-6457049.html聚氨酯”可知：“聚氨酯树脂......分子式C₃H₈N₂O......”。其分子中有相当比例的惰性的N原子和完全能够从外部加入的O元素。

“https：//wenku.baidu.com/view/118de8fcee06eff9aff80713.html HTPE交联改性NC”说“......显示苯环上有两个NCO，一个CH₃。另有若干个CH₂ONO₂、和相同数量的ONO₂在苯环中重复出现。”其分子中有相当比例的惰性N原子和完全能够从外部加入的O元素。

据“https：//baike.so.com/doc/4921897-5141079.html聚氯乙烯”可知“聚氯乙烯是一种使用一个氯原子取代聚乙烯中的一个氢原子的高分子材料......结构如下：[-CH₂-CHCl-]n。”其分子中有相当比例的惰性的Cl原子。

综上所述：上述大部分的“高分子聚合物”中都含有诸如N、S、Cl等惰性元素。

复合推进剂“用单独的......氧化剂”，其中常用的是高氯酸铵。而高氯酸铵分子式为：NH₄ClO₄(摘自“https：//baike.so.com/doc/6193739-6406997.html高氯酸铵”)。NH₄ClO₄分子中不但有惰性的N，还有惰性的Cl。这在相当大程度上减少了分子中O的含量。

为了千方百计地提高比冲，就连高能炸药黑索金[RDX]、奥克托金[HMX]、金属粉末都用上了。如“https：//baike.so.com/doc/6908032-7129876.html复合改性双基推进剂”说“CMDB，其最基本组分是硝纤维素、高氯酸铵、铝粉和硝胺炸药，...黑索今和奥克托金也作为高能添加剂。...金属燃烧剂：通常使用铝粉，有的...也加入镁、铍、硼、锆粉，利用其燃烧时发出大量热能，以提高推进剂的燃烧温度和比冲。”尽管如此，火箭的比冲并没有大幅度地提高。

据“https：//baike.so.com/doc/7887057-8161152.html环三次甲基三硝胺：又称黑索金，......化学式：C₃H₆N₃(NO₂)₃；分子量：222.15。”

而据“https：//baike.baidu.com/item/％E5％A5％A5％E5％85％8B％E6％89％98％E4％BB％8A奥克托今：一种猛(性)炸药，学名环四亚甲基四硝胺。分子式：C₄H₈N₈O₈；分子量：296.2。”

虽然黑索金、奥克托金都是威力最大的炸药，但其分子中仍含有高比例的惰性N元素。

“https：//wenku.baidu.com/view/98be0e4bc850ad02de804125.html 21世纪初固体推进剂技术展望：2.高能推进剂：提高能量始终是固体推进剂研制发展的主要目标。......硼推进剂燃烧产物洁净。但在实际应用中，硼推进剂又存在着点火性能差、燃烧效率低等问题......。”

综上所述，造成各类固体火箭困境的深层次原因一是将燃料与氧化剂“同时”化合在分子中，但符合这一特殊要求的化合物的选择范围很有限。在选用的这些化合物中，不免包括诸如N、Cl、S等惰性元素，这些惰性元素在燃烧中不会贡献热量，反而减少了有用的C、H和O元素的比例，降低反应物浓度，降低反应速度；甚至还吸收了相当比例的热量；导致化合物燃料的燃烧热降低。在很大程度了限制了固体火箭的比冲、速度和射程等。二是将燃料与氧化剂同时化合在分子中的做法彻底排除了大量高燃烧热的燃料。三是将氧化合在分子中导致“氧化剂通常占推进剂总重量的60～90％”！造成推进剂中燃料重量比例的减少！四是为了满足燃料成型等要求，还要在其中加入各种对助燃和燃烧放热几乎没有直接贡献的“燃速调节剂、燃烧稳定剂、增塑剂、安定剂、防老化剂、稀释剂、润湿剂、固化剂和固化催化剂”等多种其它化学品。虽然加入了诸如硼和烈性炸药等成份，其比冲等指标提高的也非常有限。

发明内容

本发明的目的一是：从根本上改变液体火箭中燃料和氧化剂的贮存状态；并取消推进剂供应系统。进而开发一种与液体火箭不同的使用气态燃料和气态氧化剂的双气态火箭发动机。

本发明的目的二是：从根本上改变固体火箭燃料的物理和化学状态；取消分子中无用甚至有负面作用的惰性元素。开发一种类似于固体火箭的气态氧化剂加固态燃料的火箭发动机。

本发明的目的一是这样实现的：用高压和/或超高压容器分别贮存常温下的气态氧化剂与气态燃料，代替需要低温状态下贮存的液氧和某些液态燃料。当需要点火时，这两种容器上的单向节流阀打开，超高压的气态氧化剂与气态燃料就从各自的阀门中冲出。经阀门减压后输入管道，这些管道连接着火箭的燃烧室和喷管上的热交换器。膨胀后降温的气体通过围绕在燃烧室与喷管周围的热交换器管道来冷却燃烧室和喷管。然后，输出的氧气和气态燃料在燃烧室中相遇，经点火后燃烧成高温高压燃气从喷管中喷出，推动火箭向前。由于超高压容器中的氧气与气态燃料能依靠自身的高压冲出阀门而进入管道和燃烧室，故不需要任何挤压式或泵压式推进剂供应系统。通过阀门调节氧气和燃料的流量来调节燃烧后的气流速度，从而调节整个火箭的速度。也可以根据需要，随时关闭这两种气体，使燃烧室暂停喷气。如果需要时，还可以再次同时打开各自的阀门，输出氧气和燃料实现火箭的二次甚至是多次点火。

关于阀门：“https：//baike.so.com/doc/1962510-2076835.html调压阀”说“调压阀基本可以说是减压阀，......高压介质......实现减压......只要给一个固定的压力，那么出口腔的压力就会一直等于这个压力。”“https：//m.bala.iask.sina.com.cn/p/gbvdGHuTQ2DE节流阀工作原理”说“节流阀......来达到调节管道流量和压力的作用。如果将节流阀和单向阀并联则可组合成单向节流阀”。“https：//baike.so.com/doc/6555400-6769149.html单向节流阀”说“单向节流阀是......控制流体流量的阀门。将节流阀和单向阀并联则可组合成单向节流阀。”“https：//baike.so.com/doc/344729-365173.html单向阀”说“单向阀......用于气动系统中防止压缩空气逆向流动。单向阀还常与节流阀、顺序阀等组合成单向节流阀......。”

综合上面各种类似阀门的功能，再根据现有液体火箭中使用的有关阀门可知：利用诸如调压加单向阀或单向节流阀完全能将从两种高压或超高压容器中出来的氧化剂和燃料以适当压强输入到燃烧室中燃烧。而且，燃烧所产生的高压燃气也不可能反向流入这两种容器中的。

下面进一步从定性和半定量方面详细论证压缩气体及其在火箭上使用的可行性：

虽然气态物质的密度远小于液态物质；但气态物质有很好的可压缩性，气体能在很大范围内被压缩成体积很小、密度相当大的状态。并且能在常温下长期保持这种状态几乎不变。

综合“http：//www.doc88.com/p-6731656619411.html《分子物理学与热力学》”和“http：//www.doc88.com/p-7718828366749.html《理学类分子物理学基础》”可知：一定总质量气体的P(压强)、V(体积)和T(绝对温度开尔文即K)间的关系为理想气体状态方程：

式(1)中m为一定总质量的气体质量，M_m为一摩尔(mol)气体分子的质量；R为普适气体恒量＝8.31(J.mol^-1·K^-1)。据同上“《分子物理学与热力学》”可知：“很多气体如H₂、O₂、N₂等，在一般温度和较低压强下，都可看作理想气体”。对于一定总质量的同种气体有：

当温度T不变时有：

P₀V₀＝P₁V₁＝常数…(2a)；或：

如果气体的温度T不变，式(2)就简化为波意耳-马略特定律，即式(2a)：即一定总质量或总摩尔量的气体体积与它的压强成反比。或者说，在温度不变且温度不太高的条件下，一定总质量的气体压强P₁增大必将导致该气体的体积V₁随比值(P₀/P₁)成反比缩小，即式(2b)。

在标准状态：压强P₀＝1atm＝1.013×10⁵Pa(帕＝N/M²)＝0.1013MPa(兆帕)；温度T₀＝273.15K，即0℃；1mol任何气体的体积V_0，mol＝22.4升(L)＝2.24×10^-2立方米(M³)。

温度不变时，1mol任何气体的压强从P₀上升到P₁(MPa)时，其体积V₁由式(3)决定：

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据“https：//www.taodocs.com/p-21923342.html《TSG R0004-2016固定式压力容器安全技术监察规程》”P1说“固定式压力容器”“1.3适用范围：(3)盛装介质为气体......”。P41“压力容器的介质分为以下两组，包括气体......，”P27～28“4.8.1需要进行泄漏试验的条件：(1)耐压试验合格后，对于介质的毒性程度为极度、高度危害或者不允许有微量泄漏的压力容器，应当进行泄漏试验；......4.8.2泄漏试验根据试验介质的不同，分为气密性试验......4.8.3气密性试验(1)密性试验压力为压力容器的设计压力；(3)保压足够时间经过检查无泄漏为合格。”P43“压力容器的设计压力(p)划分为四个等级：......(3)高压(代号H)，10.0MPa≤p＜100.0MPa(4)超高压(代号U)，p≥100.0MPa。”“https：//max.book118.com/html/2016/0301/36477009.shtm《超高压容器安全技术监察规程TSG_R0002一2016》......第三条本规程的适用范围如下：(一)设计压力大于或等于100MPa，且设计压力与容积的乘积大于或者等于2.5MPa·L的气体......的超高压容器。”“https：//www.doc88.com/p-87916991795963.html？r＝1《超高压容器规范标准最新进展》”中表2显示压力可达1000MPa。“https：//baike.so.com/doc/3842546-4034748.html超高压容器”说“现代工业和食品行业用超高压容器大多在100MPa～1000MPa。”“https：//www.docin.com/p-2347197804.html压力容器基础知识”说“常用压力容器的工作介质是各种气体......。容积型气体压缩机通过缩小气体的体积，增加气体的密度来提高气体压力的。......分类4.超高压容器：＞100MPa。分为内压(壳体内部承受介质压力)......。温度分成常温容器(20℃＜t＜450℃)和高温容器(t≥450℃)。”

综上所述：现有的技术监察规程和规范标准都表明高压和/或超高压容器中的介质可以为气体；压强可以高达1000MPa！而且对于容器有一套严格的防止气体泄漏的设计与试验标准，以保证容器中的气体能够在很长的时间内不会泄漏，从而保持它的压强。

而“http：//www.simingte.com/chaogaoyarongqi.htm济南思明特科技有限公司......各种超高压压力容器，高实验压力可到400MPa”。而“http：//heze.11467.com/info/7948158.htm荷泽花王高压容器厂家，1000MPa超高压容器设计制造......”。

可见：现有的商品化的高压或超高压容器至少能达到400MPa，最高可达1000MPa。那么，分别将P₁＝500、800、1000MPa代入式(3)估算1mol任何气体在常温下的体积数值有：

式(3a)、(3b)、(3c)都是按照理想气体状态方程来计算的。然而，随着压强的增大，这规律将有所变化。如据“http：//ishare.iask.sina.com.cn/f/34049284.html华东师范大学《分子物理学与热力学讲义第一册》”P14：表1中所列的几种实际气体，于温度不变而压强P不同时，乘积PV的实验值，在1气压到100气压之间，实验结果和波意耳-马略特定律相差不大。当压强为1000大气压时，一切气体都表现出和波意耳-马略特定律有了偏差：如对于氢气(H₂)来说，这值达到1.7200。对于氧气(O₂)这值也达到1.7355。这就意味着气体体积的缩小不再那么急剧，或者说气体也不再那么容易被压缩了。但必须强调指出：无论这值如何变化；随着压强的不断增大，气体的体积必将不断缩小，而不会不变！更不会出现随着压强增大气体体积反而增大的违反自然规律的乱象！总之，随着压强的增大，气体的体积必将随着缩小！

O2的摩尔质量为0.032kg/mol；假定有10⁵mol的O₂，其质量为3.2×10^-2+5＝3.2×10³kg。代入式(3a)可知，在500MPa时，10⁵mol的O₂体积的仅为：V₁＝4.46×10^-6×10⁵＝0.446(M³)。其密度为3.2×10³kg/0.446M³≈7.17×10³kg/M³。而“液态氧(在沸点时)密度只有1.14g/cm³＝1.14×10³kg/m³”(摘自“https：//baike.so.com/doc/5951388-6164329.html液态氧”)。那么，500MPa下超高压容器中氧的密度约为液氧的6.29倍！可见，要容纳相同质量的氧，超高压容器所需的容积仅为液氧所需容积的0.16！而且，这还只是500MPa的值。如果压强再升到诸如800MPa甚至1000MPa；O₂的密度将更高；容纳相同质量O₂所需的容积将更小！

可见，由于气体的可压缩性，在超高压下，气态氧的密度远远超过了液态氧！虽然这是理论计算值。即使气体实际体积的缩小不如波意耳-马略特定律所描述的那么快，但是，一是气体可以在很大范围内被压缩，二是随着技术的进步，这压缩的比例还会不断地增大。

当然，超高压容器本身也有一定的体积和重量。然而，在现有技术中，除了用传统的钢、钛等制造容器之外，也出现了“选材容易、重量轻、安全可靠”的缠绕式和管式超高压容器。而且，参考固体火箭外壳材料中用的诸如玻璃纤维复合材料、碳纤维复合材料等，必将进一步减轻这类容器的壁厚和自重；也必将因此而增大氧化剂和燃料所占有的体积和重量比例。

下面再来估算一下各类气态燃料在上述超高压作用下的密度和燃烧热：

据“https：//baike.so.com/doc/5951332-6164273.html液态氢”可知：液态氢的密度约为70.8千克每立方米(在20开尔文下)，H₂的摩尔质量为2g/mol＝0.002kg/mol。设有10⁵mol的H₂，质量为2×10^-3+5＝2×10²kg。在500MPa时，10⁵mol的H₂的体积V₁约为0.446M³。密度为2×10²kg/0.446M³≈448kg/M³；是液态氢密度70.8kg/M³的6.33倍！换句话说，容纳同样质量气态氢的超高压容器的容积仅是容纳液氢容积的0.16。而且，若压强再高，密度必将更大！

如上所述，燃烧反应中能放热的只有C和H元素；而N等元素有负面作用，那么，在选择气态燃料时，就尽量选择其中只含有C和H这两种元素、并且燃烧热尽可能高的化合物。

根据同上傅维镰等的《燃烧学》P14～16可知“一摩尔的燃料和氧化剂在等温等压条件下完全燃烧释放的热量称为燃烧热。标准状态时的燃烧热称为标准燃烧热，以

表示，单位：kJ/mol。表2-2列出了某些燃料在等温等压条件下的标准燃烧热。”

参照“表2-2某些燃料的燃烧热(1atm、25℃；产物N₂、H₂O(1)和CO₂)”；再根据摩尔质量的定义。并选择常温下为气态的燃料；于是求得这些燃料的每公斤燃烧热分别为：

气态氢H₂的摩尔燃烧热为-285.77kJ/mol。H₂摩尔质量为0.002kg/mol。每公斤H₂燃烧热约为-285.77(kJ/mol)/0.002(kg/mol)＝-142,885kJ/kg≈-142.9MJ/kg(兆焦耳/公斤)。

气态甲烷CH₄的摩尔燃烧热为-881.99kJ/mol。CH₄的摩尔质量为12+1×4＝0.016kg/mol。那么，每公斤CH₄的燃烧热就约为-881.99(kJ/mol)/0.016(kg/mol)＝-55,124kJ/kg≈-55.1MJ/kg。

气态乙烷C₂H₆的摩尔燃烧热为-1541.39kJ/mol。C₂H₆摩尔质量为12×2+1×6＝0.030kg/mol。那么，每公斤C₂H₆的燃烧热约为-1541.39(kJ/mol)/0.030(kg/mol)＝-51,379kJ/mol≈-51.4MJ/kg。

气态乙烯C₂H₄的摩尔燃烧热为-1411.26kJ/mol。C₂H₄的摩尔质量12×2+1×4＝0.028kg/mol。那么，每公斤C₂H₄的燃烧热约为-1411.26(kJ/mol)/0.028(kg/mol)＝-50,402kJ/mol≈-50.4MJ/kg。

气态丙烷C₃H₈的摩尔燃烧热为-2201.61kJ/mol。C₃H₈的摩尔质量为12×3+1×8＝0.044kg/mol。那么，每公斤C₃H₈的燃烧热约为-2201.61(kJ/mol)/0.044(kg/mol)＝-50,036kJ/mol≈-50.0MJ/kg。

推而广之，据“https：//baike.so.com/doc/1378366-1457098.html烷烃”说“烷烃......链烷烃的通式为C_nH_2n+2，环烷烃的通式为C_nH_2n，......只由碳氢两种元素组成的化合物......1.当碳原子数小于或等于4时，烷烃在常温下呈气态，(新戊烷常温下为气态)。”由于烃“只由碳氢两种元素组成”，且不含有任何上述的惰性元素。那么，任何在常温下为气态的烃，譬如上述碳原子数小于或等于4的气态烃、以及新戊烷等，都能作为气态燃料的候选对象。

上述所有气态燃料都只包含C、H这两种可燃元素，而没有N、Cl等惰性元素。相比燃烧热分别只有3.8、4.2、5.1和6.3兆焦耳/公斤的硝棉火药、硝棉(干)、硝化甘油火药和硝化甘油来说；这些气态燃料的燃烧热是它们的8～15倍！而氢燃烧热竟然为它们的23～38倍！

于是，就可以选择诸气态的氢、甲烷、乙烷、乙烯、丙烷，进而所有常温下为气态的烃、特别是有高燃烧热的烃等作气态燃料。当然也可以根据所需的燃烧热和这些气态燃料的成本、是否有毒性、安全性、运输和贮存是否方便等因素来将它们当中的两种、三种甚至多种混合成一种合成气态燃料。这样必将获得尽可能高的燃料值和相对较小的体积和容器的重量。

另据同上“https：//baike.so.com/doc/689207-729483.html氧”可知：

“氧与氢气的反应：2H₂+O₂＝点燃＝2H₂O

氧与碳的反应：C+O₂＝点燃＝CO₂

氧与甲烷的反应：CH₄+2O₂＝点燃＝CO₂+2H₂O

氧与乙烯的反应：C₂H₄+3O₂＝点燃＝2CO₂+2H₂O

烃的燃烧通式：4CxHy+(4x+y)O₂＝点燃＝4xCO₂+2yH₂O”

从这些化学反应式中都能明确得到氧与诸如氢、碳、甲烷、乙烯和各种“烃”的燃烧过程中各种分子的摩尔数量比值。为了充分利用超高压容器中的氧和各类燃料，必须根据各种燃料与氧燃烧反应中各种分子的摩尔数来精确地配置氧化剂和燃料的摩尔质量。并根据各自的摩尔质量和超高压容器在设计规定的高压下能够容纳的氧和各类燃料的体积来设计各自的容积。以保证所有的氧气和所有的燃料都能完全充分燃烧，而不留下任何多余的氧化剂或燃料。

例如，根据上述H₂与O₂的反应方程式，H₂与O₂的摩尔比应该为2∶1，再根据这摩尔比值来设计两种容器的容积，以保证两者完全化学反应即全部燃烧；不剩余任何H₂或O₂。

同样，CH₄与O₂的反应中，CH₄与O₂的摩尔比值为1∶2。再根据这摩尔比值设计两种容器的容积，以保证两者完全燃烧；而不剩余任何O₂和CH₄。……诸如此类、不胜枚举。

虽然液体火箭燃烧室的压强高达20MPa，但相比超高压容器中500、800、甚至1000MPa的气体来说其压强要小得多。那么，容器输出的气体完全能依靠自身的高压差而进入燃烧室中燃烧，根本不需要任何推进剂输入装置。即使到最后，氧化剂和气态燃料都因为接近消耗完毕而导致它们的压强降低，从而导致燃烧产生的燃气压强降低，但氧化剂和气态燃料也能在燃烧室中混合并进行最后的燃烧，充分利用火箭携带的全部氧化剂和全部气态燃料。

本发明的目的二是这样实现的：与上述双气态火箭中的相似：将常温下的纯氧压缩到一个高压或超高压容器中，并且尽量选择其中不含N、Cl等惰性元素而仅含C、H元素的非传统高能固态燃料。在这高能固态燃料的头部，有一小段用现有固体火箭中使用的传统固体燃料的引燃燃料。先将这引燃燃料点火，于是它开始喷气，并导致其周围温度很快升到2,500～3,500度。此时，将纯氧气进入。于是，在如此高的温度和不断有气态纯氧输入的条件下，这非传统高能固态燃料必将被点燃后燃烧，并不断放出高压燃气，向后喷出，推动火箭向前。

由于这些非传统高能固态燃料中基本上不含氧化剂，那么，就能通过控制氧气的流量来控制燃料燃烧的速度，从而控制喷气的速度和整个火箭的速度。甚至可以在短时间内通过切断氧气供应而暂时中止燃烧和喷气。等到需要时，再次将氧气输入重新点火燃烧和喷气。显然，这种重新启动的过程可以根据需要重复多次，直到所有的燃料燃烧完毕。

综合“https：//wenku.baidu.com/view/9654183ff56527d3240c844769eae0095×91ba252.html各种燃料燃烧值分解；https：//wenku.baidu.com/view/09ba6717a21614791711288c.html各燃料燃烧值；https：//www.yebaike.com/22/725351.html石蜡的密度是多少；https：//wenda.so.com/q/1509614155215044石蜡的熔点是多少？https：//baike.so.com/doc/440682-466637.html沥青；https：//baike.so.com/doc/1071961-1134264.html无烟煤；https：//baike.so.com/doc/5100720-5329139.html焦炭；https：//baike.so.com/doc/2784258-2938764.html木炭；https：//baike.so.com/doc/1577233-1667234.html重油；https：//baike.so.com/doc/433531-459047.html煤焦油；https：//baike.so.com/doc/5337412-5572851.html原油”可知：各种燃料的燃烧热及其性质为：

硼粉：燃烧热58.6MJ/kg；石蜡：燃烧热43.0MJ/kg(主要成分是固体烷烃，相对密度0.88到0.915g/cm3)，原油(特别是粘度大的原油，其密度为0.9-1.0)：燃烧热41.8MJ/kg；重油：燃烧热39.36～41.03MJ/kg(密度0.82～0.95g/cm³，成分主要是碳氢化合物)；沥青：燃烧热37.69MJ/kg(密度1.15-1.25g/cm³；外观半固体或液体)，煤焦油：燃烧热29.31～37.69MJ/kg(常温常压下呈黑色粘稠液状，相对密度1.18～1.23)，无烟煤：燃烧热33.5MJ/kg(密度2.5g/cm³)，木炭：燃烧热27.21～33.49MJ/kg(多孔固体燃料，主要成分碳元素。比重1.3～1.4)。铝粉：燃烧热31.0MJ/kg。焦炭：燃烧热29.7MJ/kg(真密度1.8-1.95g/cm³)。

据同上傅维镰《燃烧学》P14～16表格和网络可求得每公斤固态物的燃烧热(MJ/kg)为：

固态萘：https：//baike.so.com/doc/4640636-7125160.html萘分子式C₁₀H₈，分子量：128.171。萘的摩尔质量：12×10+1×8＝128g/mol＝0.128kg/mol。《燃烧学》说其燃烧热为-5155.94kJ/mol。故萘的燃烧热为-5155.94(kJ/mol)/0.128(kg/mol)＝-40,280.78kJ/kg≈-40.3MJ/kg。

固态茨酮：https：//www.chembk.com/cn/chem/2-％E8％8C％A8％E9％85％AE2-茨酮，茨酮C₁₀H₁₆O，相对密度0.99g/cm³；摩尔质量＝12×10+1×16+16＝152g/mol。《燃烧学》说茨酮燃烧热为-5903.62kJ/mol。1kg茨酮燃烧热为-5903.62(kJ/mol)/0.152(kg/mol)≈-38,8kJ/kg＝-38.8MJ/kg。

固态碳：《燃烧学》说C的燃烧热为-392.88kJ/mol。C的摩尔质量为0.012kg/mol。那么，C的燃烧热约为-392.88(kJ/mol)/0.012(kg/mol)＝-32,740kJ/kg≈-32.7MJ/kg。

固态苯酸：https：//baike.so.com/doc/25068679-26041668.html分子式：C₇H₆O₂；相对密度1.2659。摩尔质量＝12×7+1×6+16×2＝122g/mol。《燃烧学》说其燃烧热为-3226.7kJ/mol。于是，固态苯酸燃烧热约为-3226.7(kJ/mol)/0.122(kg/mol)＝-26,442kJ/kg≈-26.4MJ/kg。

固态蔗糖：https：//baike.so.com/doc/3826585-4018332.html，蔗糖分子式：C₁₂H₂₂O₁₁，分子量342.3。摩尔质量＝12×12+1×22+16×11＝342.3g/mol。《燃烧学》说其燃烧热为-5646.73kJ/mol。故蔗糖燃烧热为-5646.73(kJ/mol)/0.3423(kg/mol)＝-16,496kJ/kg≈-16.5MJ/kg。

现有固体火箭燃料用的聚丁二烯：“http：//www.basechem.org/chemical/36567聚丁二烯”说“聚丁二烯分子式C₄H₆；(CH₂CH＝CHCH₂)n”。“https：//baike.so.com/doc/2113381-2236043.html端羧基液体聚丁二烯橡胶”说“端羧基液体聚丁二烯橡胶是......浅黄色或棕黄色黏稠液体。”由于聚丁二烯的分子中只含有C、H、而不含有其它惰性元素，因此它也能作为候选燃料。

据“https：//baike.so.com/doc/6908032-7129876.html复合改性双基推进剂”说“金属燃烧剂：通常使用铝粉，有的根据不同要求也加入镁、铍、硼、锆粉，利用其燃烧时发出大量热能，以提高推进剂的燃烧温度和比冲。”于是，“镁、铍、硼、锆粉”也能作这火箭的候选燃料。

推而广之，同上“https：//baike.so.com/doc/1378366-1457098.html烷烃”说“实际上含有10～19个碳原子的烷烃正常温度下可以为固体。含有18个碳原子以上的正烷烃为固体”。于是，就选择所有常温下为固态、特别是有高燃烧热的烃作为候选的固态燃料。

“http：//blog.sina.com.cn/s/blog_e53f0f710102w2xb.html火箭发动机及燃料”说“......新型固体火箭燃料，它是在固体石蜡基础上研制的......。含石蜡燃料剂的优点是燃烧产物无害......燃料燃烧强度比其他固体燃料高3倍！”而“http：//baike.baidu.com/view/238051.htm？fr＝aladdin固体火箭发动机”也说“......1942年美国研制出了沥青高氯酸钾复合推进剂。”可见，固体火箭推进剂中用非传统燃料既是可行、也是有先例的。

将上述所有常温下为固态和/或半固态燃料按照燃烧热的大小排列后有：硼粉、石蜡、原油、重油、萘、茨酮、沥青、聚丁二烯、固态碳、煤焦油、无烟煤、木炭、铝粉、镁粉、铍粉、锆粉、焦炭、苯酸、固态蔗糖、所有常温下为固态的烃；还有分子中有碳、氢和少量氧，但不包括其它元素的化合物。所有这些就是目的二中的火箭中候选的固体或准固态燃料。

可以综合考虑上述燃料的燃烧热、密度、成本、是否有毒性及其毒性大小、压制成型(详见下述)的难易程度、安全性、运输和贮存是否方便等因素而选择其中的一种、两种甚至多种的组合来组成混合的固体燃料。从而获得尽可能高的燃料值和相对较小的体积和容器重量。

必须强调：上述各种非传统燃料的燃烧热是现有火箭中常用的燃烧热分别只有3.8、4.2、5.1和6.3兆焦耳/公斤硝棉火药、硝棉(干)、硝化甘油火药和硝化甘油的6～10倍！而且它们的成本更低，来源更加广泛，保存也更加容易。相比现有最好的、密度为1.83g/cm³的硝酸酯增塑聚醚推进剂(NEPE)，上述各类燃料的密度在0.82～2.5g/cm³左右，与之相似。这就能在同样体积的火箭中容纳重量与传统燃料重量差不多但燃烧热大得多的非传统高能燃料了。

与目的一中的相同：O₂与上述非传统高能固体燃料的摩尔比值必须保证这两者完全燃烧；而不剩余任何的O₂和非传统高能固体燃料。而且，必须根据这摩尔比值来设计容纳这两种物质的容器容积的比值。

本发明的有益效果如下：目地一中的双气态火箭相比现有的液体火箭的优缺点见表一：

表一：双气态火箭与现有液体火箭的优点与缺点对比：

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参考“http：//baike.baidu.com/view/238051.htm？fr＝aladdin固体火箭发动机”等文献可知：目地二中的气态氧化剂加固态燃料的火箭具有现代固体火箭的一切优点，而且还有更多的优点。

表二：气态加固态燃料火箭与现有固体火箭的优点与缺点对比：

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综上所述，本发明中的双气态火箭和气态加固态火箭必将大幅度提高携带同样或相似重量与体积的燃料的喷气速度和火箭的比冲、飞行速度和/或推力和/或在相同负荷下的射程。

并因此提高各类空对空、空对地、地对空导弹和弹道导弹和/或飞航导弹、火箭弹等的射程，变短程为中程甚至是远程、变中程为洲际弹道导弹。

或者对于同样长度与体积的导弹，能大幅度提高它们能够携带的有效负载，增大弹头的重量和体积。或者变单弹头为多弹头、或者增加多弹头的数量和/或当量；提高其威慑力。

或者在同样射程的需求下，大幅度减小火箭的长度、直径与体积，让同样直径的发射孔洞中安放更多的导弹、火箭弹等。它也能为用火箭发射高超音速武器到太空作出巨大贡献。

特别强调！现有的洲际弹道导弹用车辆来运输，但因其体积和重量巨大，故需要特殊的巨型卡车或铁路车箱来运输，不利于隐蔽。本发明中两种火箭驱动的洲际弹道导弹的体积和重量必将大幅度减小，非常容易伪装成普通集装箱卡车或铁路货远车箱，混入成千上万的卡车和铁路车辆中；使卫星等根本无法监测它们的方位和行动轨迹；极大地提高其生存性。

尽管作了最大的努力，但现有战略导弹核潜艇中的弹道导弹的体积和长度仍然过大，导致潜艇上必须有“龟背”。“龟背”导致潜艇的水中阻力和噪音增大。不利于其隐蔽性和生存性。本发明的两种火箭驱动的洲际弹道导弹能在导弹的射程和有效负载不减少的前提下，大幅度减小用这两种火箭驱动的潜射洲际弹道导弹的体积和长度，从而降低甚至消除战略导弹核潜艇上的“龟背”，进而减小这类核潜艇的水中阻力和噪音，提高其隐蔽性和生存能力。

由于比冲和/或推力等大幅度提高，这两类火箭甚至能取代现有运载火箭中结构复杂且发射前需要加注燃料而不能随时发射的多级液体火箭，承担运载火箭的主流火箭发动机的任务。

附图说明

图1是本发明目的一中配备气态氧化剂和气态燃料的双气态火箭发动机的剖面示意图。

图2是本发明目的二中配备气态氧化剂和固态燃料的火箭发动机的剖面示意图。

图3是本发明目的二中与图2相似的配备气态氧化剂和固态燃料的火箭发动机的剖面示意图。相比图2的变化是：气态物质对燃烧室和喷管进行冷却后再进入燃烧室内燃烧。

具体实施方式

本发明的目的一是这样实施的：参见图1：这是双气态火箭发动机的剖面示意图。图中1为火箭外壳，2为容纳纯氧的高压或超高压容器，3为容器2上的遥控调压加单向阀或单向节流阀，4为输出氧气的多段长管道；管道4以及上面的各箭头显示了氧气流出的路线和方向。5为容纳气态燃料的高压或超高压容器，6为容器5上的遥控调压加单向阀或单向节流阀，7为阀门6上的两段气体管道，9为燃烧室。气态燃料经第一段管道7和阀门6之后，再经第二段管道7输出到燃烧室9；10为喷管(若需要转向，喷管10上还应包括向量控制系统，但因这系统与现有火箭上的相同，故图中没绘出。下面将包括这控制系统的喷管简称为“喷管系统”)。管道4向前延伸后在燃烧室9和喷管10外绕若干圈，用于冷却燃烧室9和喷管10。冷却后的氧气沿延伸的管道4绕行回到燃烧室9顶部。因为高压气体膨胀后，其压强会下降；为了保险起见，防止膨胀后氧气压强接近燃烧室中燃气的压强，在管道4绕行回到燃烧室9的顶部处，有一个能完全阻断燃烧室中的高压燃气反向流入管道4中的单向阀8。此外，两个阀门3和6都能分别控制氧气和气态燃料的流量，还能对它们同时进行打开或关闭。11为可一次和/或多次重复点火的类似汽油机汽缸中的遥控电火花点火器。图中容器2和容器5中的气态物质也可以互换：即容器5容纳氧化剂，容器2容纳气态燃料。于是，气态燃料经管道4在燃烧室9和喷管10外面绕行冷却后，再经管道4和单向阀8输入到燃烧室9之中。

“https：//wenku.baidu.com/view/1c3d5734a32d7375a417801a.html？sxts＝1524380381398燃烧学”说“3.5.2.3电火花引燃：电火花点火的机理有两种理论：一是着火的热理论，......靠火焰传播使整个容器内混合气体着火燃烧；二是着火的电理论，......由于链锁反应的结果使混合气燃烧起来。”可见，用电火花来进行一次点火和多次点火不但是可行而且是现有的技术。

图1虽然只绘了火箭本身；但根据火箭的不同用途，在火箭的前面还要有不同的部件：如果用它做导弹或火箭弹的发动机，那么它的前面就要配备战斗部、导引头等。如果用它作运载火箭的第一、二甚至第三级，那么，各级火箭之间还要有诸如爆炸螺栓等零件；而最上面一级还要有诸如容纳卫星或空间站或载人航天仓等部件。但这些就没有必要逐一绘图了。

因为一定量的气体的温度上升而体积不变时，该气体的压强会上升。为了避免外界诸如热辐射、热空气等因素导致容器2和容器5、管道4等中的气压异常上升。也为了确保管道4中的气体只在燃烧室9和喷管10周围吸热，而不在管道4的大部分行程中产生不需要的吸热。在容器2、管道4和容器5的表面都有防热辐射涂层。不过，延伸的管道4绕行在燃烧室9和喷管10的周围时，这一段的管道4表面却没有防热辐射涂层，以确保这一段管道4中膨胀的气体能够充分吸收燃烧室9和喷管10产生的热量。

而在外壳1所包围的火箭内部各处都分布有诸如泡沫状的绝热保温材料。但为了避免图形杂乱，图中没有显示这些材料；不过本段文字明确地表明了这些绝热保温材料的存在。

如上所述：当火箭启动时，遥控阀门3和阀门6同时打开，并用遥控点火器11点燃流入燃烧室9中的氧气和气态燃料的混合气体。燃烧产生的燃气通过喷管10向后喷气，使火箭向前。用调节阀门3和阀门6来调节氧化剂和燃料的流量从而控制燃烧的剧烈程度、燃气喷气的速度和整个火箭的速度。也可以根据需要随时同时关闭这两种气体，中止燃烧。当需要时，再次打开阀门3和阀门6，输出氧化剂和燃料并同时用点火器11来二次点火......这样重新点燃的操作能根据需要而重复多次直到所有的氧化剂和燃料用完。要控制阀门3、阀门6和点火器11等就需要类似于现有液体火箭中能调节气体流量并对气体进行打开或关闭的遥控阀门和遥控点火器。但这些都是现有液体火箭中成熟的技术，于是就照搬过来用在这火箭中。

本发明的目的二是这样实施的：图2是气态加固态火箭发动机的剖面示意图。12为这火箭的外壳，13为容纳纯氧的高压或超高压容器，14为容器13上的遥控调压加单向阀或单向节流阀。15为输出氧气的前后两段管道，上面的箭头显示出氧气流出的方向和路线。同样，在容器13、阀门14和管道15的表面有防辐射涂层，在外壳12包围的容器13、阀门14和管道15周围有绝热保温材料。16为前部强力绝热层，用于阻挡高温高压燃气向前冲到阀门14和管道15处。绝热层16中间有个孔，以便管道15向燃烧室中输出氧气。17为中间有孔(即燃烧室)的传统固体燃料。18为套在传统固体燃料17外的中间有孔的上述的非传统高能固体燃料；19为类似传统固体火箭中的隔热衬，20为中间有孔的后部强力绝热层，21为喷管或上述的“喷管系统”。绝热层20用于引导燃气向后进入喷管21中喷出；并阻挡燃气跑到喷管外的外壳12等处以保护它们；22为类似汽油机汽缸中的遥控电火花点火器。

火箭工作时，先用遥控点火器22将传统燃料17点火，于是燃料17燃烧产生高温，并向后喷气。等燃料17燃烧完毕(燃料17从点火到燃烧完毕的时间，必须先经计算和实验来确定。确定后，再输入控制程序中，以便控制从点火器22点火到阀门14延迟打开之间的间隔时间)时，遥控阀门14打开让容器13中的氧气经管道15进入燃烧室21中。于是，非传统固体燃料18必将在高温和纯氧共同作用下被点燃，并向后喷气；直到燃料18全部燃烧完毕。

如上所述：当燃料18燃烧时，可通过遥控阀门14来调节输入的氧气流量，从而控制燃料18的燃烧速度和整个火箭的速度。如果要中止喷气，阀门14就关闭氧气的输出。如果下次还要点火，阀门14就打开再次输入纯氧。由于一旦燃料18燃烧后，在燃料18的燃烧处及其附近的温度将达到2，500～3，500度！即使暂时断开氧气的输入，如此高的温度也将保持一段时间。那么，当再次输入纯氧后，高温的燃料18必将被再次点燃并再次向后喷气。但是，为了确保点火成功即双保险，也可以用点火器22再次将燃料18点燃。由于遥控阀门14可根据需要多次打开和关闭，而遥控点火器22也能多次重复使用，那么，火箭发动机的这种重复点火的操作就能多次进行；直到所有的燃料18燃烧完毕。

根据同上《火箭发动机的整体性能》可知火箭常用的冷却方式有：“烧蚀壁、辐射冷却；热沉式冷却：将一种推进剂(通常是液氢)沿室壁倒下。再生冷却：推进剂在燃烧前先流经室壁内的冷却套管。”那么，这里的气态加固态的火箭发动机除了用现有固体火箭中诸如烧蚀壁、辐射冷却等传统方法冷却之外，也可采用下述的、图3表示的“再生冷却”方式的火箭。

参考上述冷却和喷管布置的原理，图3是用“再生冷却”方式的另一种与图2中相似的火箭原理示意图。其构造与图2中的相似：图中各相同元件的编号与图2中的编号相同。从图可见：容器13中的氧化剂从遥控阀门14输出后沿长管道15流到火箭后部，弯曲后在喷管21外面绕行若干圈，用于冷却喷管21。冷却后的氧气再沿图中下部的管道15返回火箭前部，氧气再沿管道15从前部输出到燃烧室中，帮助固态燃料燃烧。与图1中的相似：为了保险，防止膨胀后的氧气压强降到接近燃烧室中燃气的压强，在管道15绕行回到燃烧室之处，有一个能完全阻断燃烧室中的高压燃气反向流入管道15中的单向阀22。同样，在容器13、阀门14和管道15的表面都有防辐射涂层，在外壳12包围的容器13、阀门14和管道15周围都有绝热保温材料。为了确保管道15中的气体仅在喷管21周围吸热，绕行在喷管21周围的一段管道15上没有涂层和绝热材料，以确保其中膨胀后冷却的气体能吸收喷管21的热量。

据“https：//www.taodocs.com/p-36054940-3.html固体火箭发动机喷管组件”说：现有火箭的“喷管有潜入式和外置式两种结构，潜入式喷管的入口段、喉部、部分出口锥都‘潜入’到燃烧室内。”图1、2、3中显示的就都是这种“潜入式喷管”。当然也能用“外置式喷管”：其构造与图1、2、3中的区别在于：对于图1中其变化有：外壳1向回收缩，从而将燃烧室9和喷管10全部暴露在外壳1外面，这就形成了“外置式喷管”。而图2、图3中的变化是：燃料18和隔热衬19向后延伸，和/或外壳12的后部缩短。这两种措施都能导致绝热层19直接与外壳12部接触，并将喷管21的入口段、喉部和全部出口锥推动到火箭外面，即“外置式喷管”。

由于这三种变化非常简单，故没有必要另外再绘制三张新图、而用文字表达就能理解了。

图3中的火箭与图2中的相似：通过遥控阀门14来调节氧气的流量，从而控制燃料18的燃烧速度。也能用阀门14来关闭氧气的进入。下次点火时，打开阀门14让氧气进入燃料18中。为确保点火成功即双保险，遥控点火器23也能再次将剩余燃料18点燃。同样，火箭的这种重复点火的操作可根据需要能进行多次；直到所有的燃料18燃烧完毕。

据“http：//blog.sina.com.cn/s/blog_499b0e000100eq0u.html燃烧的分子碰撞理论”说“强烈的氧化反应并有热和光同时发生者称为燃烧。......燃烧是缓慢的爆炸，爆炸是骤烈的燃烧。”

现有的固体火箭之所以要用诸如NC和NG等燃料，其原因之一是常用的NC和NG的分子中既含有可燃烧的C、H等元素，也含有能助燃的O元素。它们一旦被点燃，立即产生剧烈的化学反应，并释放大量的热量和高温高压气体，这一过程几乎等同于爆炸了。而且，为了提高爆炸的能量，在火箭燃料中竟然连黑索金、奥克托金这些高爆炸药都用上了。

虽然上述候选的非传统固体燃料诸如“硼粉、石蜡、沥青、固态碳、固态苯酸、无烟煤、木炭、铝粉、焦炭、蔗糖”等在通常情况下点火后，它们燃烧的速度远不如NC和NG等，但本发明采取如下的措施来大幅度地提高它们的燃烧速度，以适应火箭燃料高速燃烧的需要：

据“https：//wenku.baidu.com/view/1c3d5734a32d7375a417801a.html？sxts＝1524380381398...燃烧学......整块固体物质被粉碎成粉尘以后，原来是非燃物质可能变成可燃物质；原来是难燃物质可能变成易燃物质。......粉尘的分散度大，表面积大，化学活性强，火灾危险性大。......粉尘直径越小，一定质量的粉尘表面积就越大。(4)碳与氧化剂气体的气固两相反应，不但发生在碳粒外表面，而且发生在碳粒内孔表面。由于碳氢化合物的裂解挥发，碳粒内部会出现很多空隙，这就极大地增加反应表面，加快了燃烧速率，这种现象称为内孔效应，内孔效应在碳粒表面燃烧初期表现得很明显。(一)燃烧热高的粉尘容易发生爆炸。(二)粒度越小的粉尘，吸附氧的活性越强，氧化反应速度越快，越容易发生爆炸。(三)当可燃粉尘和空气的混合物中混入一定量的惰性气体时，不但会缩小粉尘爆炸的浓度范围，而且会降低粉尘爆炸的压力及升压速度。(四)温度和压力升高时，粉尘爆炸会向着危害性增加的方向变化。(五)火源温度越高、与可燃粉尘/空气混合物的接触时间越长或其能量越大，则粉尘越容易发生爆炸。”

那么，就利用粉尘即粉末的上述特性，来加速和/或控制上述非传统固态燃料的燃烧速度：将这些燃料加工成粉末状态，使“原来是非燃物质可能变成可燃物质；原来是难燃物质可能变成易燃物质”。并且尽可能将粉末的粒度减小，以增加单位体积中粉末的总表面积，从而加速氧化燃烧的速度。因为上述的各种非传统燃料中，几乎都是“碳氢化合物”，还有诸如“固态碳、无烟煤、木炭、焦炭”等含有“碳粒”的成份。由于“碳粒”的“裂解挥发，碳粒内部会出现很多空隙，这就极大地增加反应表面，加快了燃烧速率”。

而且由于非传统燃料中，都没有“惰性气体”，这就避免了“惰性气体”带来的“缩小粉尘爆炸的浓度范围，......降低粉尘爆炸的压力及升压速度”的问题。最大限度加速粉末燃烧的速度。

总之，由于将不含惰性元素的非传统固态燃料加工成粉末，并且减小了粉末的粒度。那么，在前期传统燃料燃烧产生的高温和新输入纯氧的共同作用下，非传统燃料的粉末不但能燃烧，并且它们的燃烧速度并不亚于传统燃料；从而完全能够满足火箭的需要。这对于许多需要迅速燃烧的诸如导弹、火箭弹，特别是洲际弹道导弹的第一级火箭来说是非常有利的。

然而，将固态的非传统燃料粉碎成粉末之后，还要将它们制造成如图2、3中元件18那样的燃料圆筒。于是，就要参考并利用现有的“粉末冶金”工艺来完成这一任务了。

“https：//baike.so.com/doc/220407-233150.html粉末冶金”说“粉末冶金是制取金属粉末......(或金属粉末与非金属粉末的混合物)作为原料，经过成形和烧结，制造金属材料、复合材料以及各种类型制品的工艺技术。......尤其现代金属粉末3D打印。(1)粉末冶金技术可以最大限度地减少合金成分偏聚，消除粗大、不均匀的铸造组织。(3)可以容易地实现多种类型的复合，充分发挥各组元材料各自的特性。(4)可以生产普通熔炼法无法生产的具有特殊结构和性能的材料和制品。(1)粉末的生产过程包括粉末的制取、粉料的混合等步骤。为改善粉末的成型性和可塑性通常加入机油、橡胶或石蜡等增塑剂。(2)压制成型。粉末在15-600MPa压力下，压成所需形状。......粗粉末粒度有500～1000微米，超细粉末粒度小于0.5微米。机械法是将原材料机械的粉碎，而化学成分基本上不发生变化的工艺过程。2、成型的目的是制得一定形状和尺寸的压坯，并使其具有一定的密度和强度。成型的方法基本上分为加压成型......加压成型中应用最多的是模压成型。此外还可使用3D打印技术进行胚块的制作。粉末性能......包括：粉末的几何性能(粒度、比表面、孔径和形状等)；......粉末性能往往在很大程度上决定了粉末冶金产品的性能。几何性能最基本的是粉末的粒度和形状。(1)......其粒度范围从几百个纳米到几百个微米。粒度越小，活性越大。(2)粉末颗粒的形状会影响到粉末的流动性和松装密度，由于颗粒间机械啮合，不规则粉的压坯强度也大，特别是树枝状粉其压制坯强度最大。但对于多孔材料，采用球状粉最好。......粉末的成形性则决定坯的强度。......”

传统燃料17的成型就用这类燃料现有的成型工艺。燃料17的外圆和燃料18的内孔之间、18的外圆与火箭的隔热衬19之间均为间隙配合。当17和18各自成型后，再将17套在18的孔中，组成一个完整的燃料药柱。最后将这种双层燃料筒装配到火箭的隔热衬19之中。

综合上述这两类文献，首先将上述候选燃料中的“萘、茨酮、碳、苯酸、无烟煤、木炭、焦炭、固态蔗糖、常温下为固态的烃”等常温下为固体的燃料用机械方法粉碎成粉末，再在模具中对粉末加压制成图2或图3中圆筒形非传统燃料18(但成型后的圆筒18绝不能烧结)；从而“制得一定形状和尺寸的压坯，并使其具有一定的密度和强度”。再将成型的包括燃料17的燃料圆筒18整体装入壳体12的隔热衬19中。如果圆筒18的长度与直径比过大，导致压力机一次压制成型有困难，可将圆筒18分成几段用压力机成型，再将各段从各端面连接起来。如果需要，也可以在各端面上涂上诸如强力胶之类的粘合剂将各段牢固地连接起来连接成所需的总长度。在压制过程中，也可以根据需要而采用“为改善粉末的成型性和可塑性通常加入机油、橡胶或石蜡等增塑剂”。当然，成型的压坯不能断裂，表面也不能有破损、开裂等缺陷。

据“https：//jingyan.baidu.com/article/ff411625ce0a0112e48237b9.html 3D打印技术原理！......打印机先像普通打印一样在一个平面上将塑料、金属等粉末状材料打印出一层，然后在将这些可黏合的打印层一层一层的粘起来。......3d打印最大的优点是无需机械加工或任何模具，就能直接从计算机图形数据中生成任何形状的零件......。3D打印技术能够实现600dpi分辨率，每层厚度只有0.01毫米。”“https：//3dp.zol.com.cn/680/6804087.html 2018产业万花筒3D打印细分市场前瞻......利用尼龙3D打印手术......打印了‘观云篇’灯具。”

可见，3d打印不仅无需模具，也能对塑料、尼龙等非金属材料成型。于是，就在壳体12内用安置在壳体12圆心处的3D打印机将粉碎后的上述燃料粉末(加上必要的粘性胶等)从圆心向外直接喷涂在隔热衬19的内表面，一层一层喷涂，直到形成燃料圆筒18所需的形状。

必须强调指出：虽然对于不同用途的火箭，可能有不同的燃料燃烧速率的需求。但为了满足最高燃烧速度的需求，将非传统固体燃料粉碎成如上述诸如粒度小于0.5微米的尽可能细的超细粉末。这样能在氧气输入流量合适的条件下，达到最高的燃烧速度和喷气速度。由于本发明中的三种火箭都能通过调节输入氧气的流量来调节燃料燃烧的速度，那么，这种超细粉末燃料的燃烧速度就能够通过调节氧气流量而在最高和最低速度之间任意地调节了。

据“http：//baike.baidu.com/view/238051.htm？fr＝aladdin固体火箭发动机”说燃料中有“分子中含有燃料和氧化剂的有机物胶状固溶体(双基推进剂)”，还有“复合推进剂使用单独的可燃剂和氧化剂材料，以液态高分子聚合物粘合剂作为燃料，添加结晶状的氧化剂固体填料和其它添加剂，融合凝固成多相物体。”并且，由于石蜡、重油、沥青、焦油等在常温下都是固态；焦油在20℃的常温时也是固态{软化点在26.7℃(立方块法)以下的为焦油，26.7℃以上的为沥青，可见这两者无本质上的区别}。那么，就可将常温下有一定流动性的诸如石蜡、沥青、原油、重油、聚丁二烯、焦油等加热溶化成液态后与已经粉碎的硼粉、萘、茨酮、固态碳、无烟煤、木炭、铝粉、镁粉、铍粉、锆粉、焦炭、苯酸、固态蔗糖、所有常温下为固态的烃混合成一种“胶状固溶体”或者“多相物体”。

一旦传统燃料燃烧，温度升到2,500～3,500度、并且输入纯氧后，这些“胶状固溶体”或“多相物体”就开始燃烧。由于这些非传统燃料都是碳氢化合物即烃，而且固态燃料早已变成了表面积极大的超细粉末，其中包括了极多的“碳粒”。而“碳与氧化剂气体的气固两相反应，不但发生在碳粒外表面，而且发生在碳粒内孔表面。......极大地增加反应表面，加快了燃烧速率，......内孔效应在碳粒表面燃烧初期表现得很明显。”而且非传统燃料的燃烧热远高于传统燃料，因为“燃烧热高的粉尘容易发生爆炸”。在这几种因素共同作用下，这种“胶状固溶体”或“多相物体”必将高速燃烧并且向后喷出高速燃气来了。

对于上述这些固态和准固态燃料，根本不存在液态泄漏问题。而且，这些燃料的化学性质稳定，能长期存放，时刻处于战备状态。

Claims (10)

1.一种类似于液体火箭的双气态火箭发动机，它由外壳、燃烧室和喷管等组成；其特征是：本火箭没有贮存低温液态氧化剂和液态燃料的容器以及任何推进剂供应系统；其氧化剂和燃料都以常温下的气态方式分别贮存在各自的压强≥100MPa的高压和/或超高压容器中。

2.一种如权利要求项1所述的双气态火箭，其特征是：所述的气态氧化剂为纯氧O₂；所述的气态燃料包括气态氢H₂、气态甲烷CH₄、气态乙烷C₂H₆、气态乙烯C₂H₄、气态丙烷C₃H₈、以及任何在常温下含有C、H元素的气态的烃；也可以是这些气态燃料中的两种、三种甚至多种气体混合成一种的混合气态燃料。

3.一种如权利要求项1、2所述的双气态火箭，其特征是：所述的火箭外壳(1)中有容纳气态氧化剂的容器(2)和连接在上面的遥控调压加单向阀或单向节流阀(3)，阀门(3)再连接供应氧气的管道(4)：另有容纳气态燃料的容器(5)和连接在上面的遥控调压加单向阀或单向节流阀(6)，阀门(6)连接供应气态燃料的管道(7)；管道(4)有一段绕行在燃烧室(9)和喷管(10)外的热交换器周围；管道(7)连接到燃烧室(9)中，燃烧室(9)后有喷管或喷管系统(10)；管道(4)一段靠近燃烧室(9)的附近有单向阀(8)；燃烧室(9)中有遥控点火器(11)；容器(2)、管道(4)、容器(5)和管道(7)的表面有防辐射涂层；绕行在燃烧室(9)和喷管(10)外的热交换器周围的一段管道(4)无防辐射涂层；外壳(1)所包围的各部分充满着绝热保温材料；容器(2)和容器(5)中的氧化剂和燃料可以互换。

4.一种如权利要求项3所述的火箭，其特征是：所述的遥控阀门(3)、阀门(6)都能同时打开或关闭气流，并能控制气流压力与流量；遥控点火装置(11)也能多次重复点火。

5.一种类似于现有固体火箭的气态加固态火箭发动机，它由外壳、喷管系统等组成，其特征是：它的氧化剂是气态的，并以常温方式贮存在压强≥100MPa的高压和/或超高压容器中；它的固态燃料有两部分，一部分体积和直径较小的传统燃料放置在火箭头部点火装置附近；另一部分套在传统燃料外的体积和直径较大的非传统燃料则占据火箭外壳内的剩余部分。

6.一种如权利要求项5所述的气态加固态火箭，其特征是：所述的非传统燃料包括：硼粉、石蜡、原油、重油、萘、茨酮、沥青、聚丁二烯、固态碳、煤焦油、无烟煤、木炭、铝粉、镁粉、铍粉、锆粉、焦炭、苯酸、固态蔗糖和所有常温下为固态的烃；分子中甚至可以包括除了碳和氢之外还有小部分氧元素但却不包括其它元素的化合物；可以单独选用其中的一种燃料，也可以选用它们当中的两种甚至多种燃料的组合来组成混合的固体燃料。

7.一种如权利要求项5或6所述的气态加固态火箭，其特征是：所述的火箭外壳(12)中有容纳气态氧化剂的容器(13)和连在上面的遥控调压加单向阀或遥控单向节流阀(14)，阀门(14)连接供应氧气的管道(15)和传统燃料(17)中间的孔形即燃烧室；传统燃料(17)外面同心地套有非传统燃料圆筒(18)；圆筒(18)外面套有隔热衬(19)；在燃料(17)、燃料(18)和隔热衬(19)的前后分别有前强力绝热层(16)和后强力绝热层(20)；后面是喷管或喷管系统(21)；燃料(17)中间的孔中有遥控点火器(22)；容器(13)、管道(14)和管道(15)的表面有防辐射涂层；外壳(12)中的其它部分还充满着绝热保温材料。

8.一种如权利要求项7所述的气态加固态火箭，其特征是：容器(13)中的氧化剂从遥控阀门(14)输出后沿着长管道(15)流到火箭后部，弯曲后在喷管(21)外面绕行若干圈，再绕行到燃料(17)附近，经过单向阀(22)后输入到燃料(17)中的燃烧室；不但输出氧气的流量可以控制，开关也能打开和关闭氧气的供应；而且这种开或关能多次重复。

9.如权利要求1、2、4、5、6、8中任一权利要求项所述的火箭，其特征是：双气态火箭中纯氧O₂和气态的H₂、CH₄等所有气态燃料的摩尔质量比值；和/或气态加固态火箭中的纯氧O₂和各种固态燃料之间的摩尔质量比值都必须符合氧化剂与燃料完全燃烧反应的比值。

10.一种如权利要求项5、6、8和9中任何一项中所述的固体火箭，其特征是：对于传统燃料用传统燃料的现有工艺成型；对于非传统燃料中的固态燃料先将它们粉碎成超细粉末，再用粉末冶金成型技术来成型；成型之后，再将非传统燃料套在传统燃料外面，组成一个完整的燃料药柱；或者用3D打印技术直接将粉末燃料在火箭的内部打印成型；而对于常温下有一定流动性的诸如石蜡、沥青、原油、重油、聚丁二烯、焦油等，先将它们加热溶化成液态后与已经粉碎的硼粉、萘、茨酮、固态碳、无烟煤、木炭、铝粉、镁粉、铍粉、锆粉、焦炭、苯酸、固态蔗糖、所有常温下为固态的烃等常温下的固态物质混合成一种“胶状固溶体”或者“多相物体”，然后也用粉末冶金成型技术和/或3D打印技术来成型。

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