CN87106913A - 多推进剂飞行器和推进系统 - Google Patents

Abstract

推进系统包括一个带燃烧室衬套的燃烧腔和带喷管喉道衬套的喷管喉道腔的火箭外壳，一个接近并包围燃烧室衬套和喷管喉道衬套的燃料通道，上述衬套形成通道内壁，在燃料通道中提供燃料流的装置，多个布置在燃料通道中沿圆周方向引导燃料以较长路径通过并增加其滞留时间从而促进热交换的导流叶片，燃烧室衬套上有多个沿圆周方向喷射燃料的喷射孔，多个沿圆周方向向燃烧腔中喷射氧化剂的氧化剂喷射孔，两种喷射孔相互交迭。

Description

本发明与航空器的推进系统及其制造方法有关。更具体地说，与具有火箭发动机、超音速燃烧冲击式喷气发动机（Scram喷气发动机）或冲压式喷气发动机（ram喷气发动机）的航空器的推进系统的制造方法有关，液氢，液态碳氢化合物和液氧以一种系统的方式贮存和使用，以此来满足相对简单的航空器和推进系统设计中所必需的高推进推力，低重量和低阻力条件。

可以从由高净推力，低航空器重量和低空气动力阻力的组合而产生的高加速速率的观点来考虑单级轨道飞行（single-stage-to-orbit    flight）。推进器的重量随飞行过程而减少，并且凭借正向净推力，只要推进剂不用完，航空器就能在轨道高度达到入轨速度。因此，航空器推进中的一个关键因素是与航空器大小有关的推进剂的数量。单级轨道飞行中的第二个关键因素是航空器和推进系统的低结构重量，因为在到达轨道的全部上升过程中，这个重量必须由推力所克服。单级轨道飞行的第三个关键因素是航空器的外形必须具备有利的升力和阻力关系，最后一个关键因素是推进系统，即航空器的火箭发动机的高推力。如上所述，很容易明白实现以下各点是理想的：增加与航空器尺寸有关的推进剂的重量;减少把航空器和推进系统送上轨道所需的推力;改进航空器的空气动力学形状;以及增加由推进系统得到的推力值。

一大批包括多推进剂液体推进系统的液体推进系统已经公知。然而，困难在于在降低贮箱重量和使航空器具有低空气动力阻力的同时怎样在航空器中最大限度地利用贮存空间贮存推进剂。为了在液体推进剂推进系统中实现上述目标，通常必须在航空器中提供真空贮箱来贮存液体推进剂。真空式贮存容器和系统难于保养，并且实质上增加了航空器的重量。因此，理想的是不在航空器上使用真空式贮箱和其它庞大笨重的系统来贮存液体推进剂。

在航空器推进系统中已广泛使用碳氢化合物-液氧混合物。这些碳氢化合物燃料在燃烧腔中燃烧温度超过5000°F，而且产生巨大的推力。然而，更新式的飞行器推进系统需要比使用碳氢化合物-液氧混合物已经达到的更强大的推力，并且已发展了用在更复杂的推进系统中的复杂的推进剂以提供更大推力。由于各种原因，如极高的燃烧温度，这些复杂的推进剂中的大多数都不能用在现有的推进系统中，必须发展复杂的推进系统和贮存系统以适应这类推进剂的燃烧。克服了这些困难的复杂的推进系统基本上都使航空器的重量增加了。鉴于上述内容，可以明白，利用以碳氢化合物-液氧燃料混合物为基础的不复杂的推进系统来克服上述缺点是很有利的。

已经知道，某些化学物质，如高分子重量的碳氢化合物，吸热反应后产生可做为燃料使用的反应生成物。一些先有技术的系统已被发展，使之利用吸热反应把某些化学物质转变成可在燃烧室中燃烧的燃料。然而，许多先有的系统不便使用，因为吸热反应过程中产生某些能在燃烧室中形成不理想的复层的反应产物。因此，理想的是，提供一种推进系统，它使用简单的碳氢化合物，如乙烯，乙烷，丙烯和丙烷，以及在航空器推进系统中吸热反应时主要地只产生有用的改进的燃料的化学物质。

在使用能在推进系统中产生高温的燃料的先有推进系统中，很难找到能耐高温（即5000°F和更高）的材料。已推荐了许多种火箭壳的燃烧室衬套和喉道衬套，然而它们不是既复杂又昂贵，就是寿命有限，或是需要大量循环冷却剂来防止结构削弱和（或）衬套熔化。因此，理想的是，改进推进系统中燃烧室和喉道的设计和材料，以克服上述缺点。

因此，本发明的目的是提供一种改进的航空器和一种使用多种推进剂的推进系统。

本发明的另一个目的是在考虑航空器和推进系统的设计的要求时，提供一种以系统方式使用挑选的推进剂的推进系统和方法。

本发明的另一个目的是提供一种在一个重量轻，结构简单的容器内贮存多种燃料并且能在尺寸最小，重量最轻的航空器中贮存最大量推进剂的燃料贮存系统和方法。

本发明又一个目的是提供一种在设计升力和阻力方面具有最佳外形的航空器的同时使之能贮存最多推进剂的燃料贮存装置及方法。

本发明还有一个目的是提供一种使用燃烧室衬套和喷管喉道衬套以承受高燃烧压及承受高燃烧温度的推进系统和方法。

本发明的另一个目的是提供一种推进系统和方法，它使用一种碳氢化合物和氢燃料与液氧氧化剂的混合物以便从低分子量燃料获得高燃烧温度。

本发明的另一个目的是提供一种推进系统和方法，以冷却火箭发动机的燃烧室和喷管喉道的衬套。

本发明另一个目的是提供一种改进的推进系统和方法，其中火箭发动机的燃烧室衬套和喷管喉道衬套被燃料的吸热分解冷却。

本发明还有一个目的，就是提出一种改进的火箭燃烧室和喷管喉道的设计，它能增加热传递和增加滞留时间，以使燃烧室衬套和喷管喉道衬套吸热冷却。

本发明再一个目的是提供一种改进的燃料和液氧喷射系统，以把燃料和液氧射入推进系统的燃烧腔。

这些和其它的目的是按照本发明，对与改进的推进系统和改进的航空器一起使用的特殊的燃料的选择来实现的。

本发明改进的推进系统使用碳氢化合物燃料，并且包括一个具有一个燃烧室衬套和一个喉道衬套的火箭壳;一个接近并包围燃烧室衬套和喉道衬套的碳氢化合物燃料用的燃料通道;在燃料通道中提供燃料流的装置;把在火箭壳内燃烧生成的高热通量提供给燃烧室衬套和喉道衬套，使它们的温度超过热极限的装置;和利用燃料通道内的吸热高温分解反应冷却燃烧室衬套和喉道衬套的装置。在本发明的一个方面，燃料通道中的碳氢化合物的吸热高温分解是在有氢的情况下进行的，并且燃料中的氢加快了吸热高温分解的速度。在本发明的另一个方面，碳氢化合物的吸热高温分解是在有催化剂的情况下进行的，催化剂加快了吸热高温分解的速度。在有氢和（或）催化剂情况下，本发明中使用的碳氢化合物类燃料的吸热高温分解，产生了一种具有较高燃烧速率的燃料物，一种具有较高燃烧温度的燃料物和（或）一种低分子量的燃料物。

本发明的航空器有一个使用双燃料系统的推进系统，其中至少一种燃料是低温学燃料。一个非真空内箱存放这种低温学燃料，并且一个包围着内箱的非真空外箱存放一种第二燃料，第二燃料是一种作为内箱内的低温学燃料的隔热物的具有低凝点和高沸点的燃        。外箱中的第二燃料也可以是一种低温学燃料。推进器箱或容器系统包括一个容纳或存放低温学燃料（如：氢）的有压的圆柱形内箱或容器，它有一个刚性的绝热的壁。包围存放液态低温学燃料的内箱的是存放一般为液态和（或）气态碳氢化合物的第二燃料的外箱。由于用预冷的液态和（或）气态碳氢化合物包围容有例如液氢的内箱，防止了过多的液氢在高空汽化。液态和（或）气态碳氢化合物层隔离了液氢，因此避免了用现有的低温学真空容器作为隔离物。贮存碳氢化合物的外箱的壁就是航空器的外皮。因此，外箱外壁的形状符合航空器的空气动力学形状。预冷的碳氢化合物基本上是不加压的，并且因此充满了液氢箱和航空器外皮间的全部空间。这种在航空器中贮存燃料的设计和方法允许航空器的形状具有最佳升力和阻力而又不降低燃料保有量。

使用了液态氧化剂贮存装置，并且使用了常规手段来使液态氧化剂保持在过冷却状态以减少气化。为了充满与本发明航空器和改进的燃料贮存系统的形状相一致的一个或多个未加压容器，液态氧化剂贮存装置可以安排成任意合适的形状。

按照本发明，还提供了一种推进系统，它具有一个容纳有一个燃烧室，若干推进剂喷嘴，喷管喉道和喷管的火箭壳体;一个燃料通道，燃料在其中吸热高温分解，燃料通道接近并包围燃烧室和喷管喉道;和在燃料通道中提供燃料流的装置，它的改进在于，一个编织碳化硅纤维内壁构成一个燃烧室衬套和一个喷管喉道衬套，一个编织碳化硅纤维外壁与内壁隔开以形成该燃料通道。碳化硅纤维是编织而成，最好是连续编织的，并把热量从燃烧室和喷管喉道传导到燃料通道，从而提供燃料吸热高温分解所需要的热量。在较优的实例中，编织碳化硅纤维内壁有一多孔度，以有选择地控制从通道经过壁进入燃烧室和喷管喉道的氢的渗透。推进系统（也就是火箭发动机，其中的燃烧腔由连续卷绕的碳化硅纤维制成）的这一改进，使火箭发动机能在非常高的温度下工作，这些非常高的温度是从低分子量燃料，即诸如低分子量碳氢化合物和氢在氧化剂，氧存在的情况下得到的。这些燃料的燃烧产物的分子量相对较低。这里使用的低分子量碳氢化合物是含有低于四个碳原子的非饱合或饱合碳氢化合物。

从燃料通道中的碳氢化合物吸热分解产生的氢，还有可从碳氢化合物混合物中的液氢中得到的氢促使在燃烧产物中的一大部分分子量较低的水蒸汽的形成。燃烧室的高燃烧温度和喷管喉道中的高温被连续编织的碳化硅纤维和燃料通道中的氢形成的薄膜冷却调节，其中氢从燃料通道中通过燃烧室衬套和喉道衬套分别渗透进燃烧室腔和喷管喉道腔。其结果是（达到）一个燃烧温度和分子量比，它获得火箭发动机喷管喉道里的高音速，和在超音速膨胀后的高火箭发动机排气速度。

按照本发明，燃烧室衬套和喉道衬套的编织碳化硅纤维结构提供了高圆周强度，并且纤维层提供了通过其编织碳化硅的被控制的多孔度的蒸发冷却，它使得氢，而不是碳氢化合物在压力作用下通过壁迁移或渗入燃烧室腔和喷管喉道腔。因此，实现了壁的热边薄膜冷却，同时氢的增加又减少了排气分子量获得较高喉速。此外，燃烧室衬套和喷管喉道衬套的燃烧室和喷管喉道侧的氢膜降低了喷管喉道内的流体壁摩擦。

本发明的另一方面，推进系统包括一个带燃烧室衬套的燃烧室腔和一个带喷管喉道衬套的喷管喉道腔的火箭壳;一个接近并包围形成燃烧通道内壁的燃烧室衬套和喷管喉道衬套的燃料通道，其外壁与内壁隔开以形成通道;在燃料通道提供燃料流的装置;多个布置在燃料通道内圆周方向引导在通道内的燃料的导流叶片。因此，燃料通过通道时经过较长的路径，增加了燃料在通道内的滞留时间，促进了通道内向流体的热转换。由于多个导流叶片，流体在通道内滞留时间较长，并且提供较高的热转换和延长了的碳氢化合物燃料吸热高温分解或分解的时间。

在一种进一步改进中，燃烧室衬套中的多个燃料喷射孔把燃料沿促使其在燃烧室腔内圆周运动的方向射入燃烧腔。氧化剂被通过氧化剂喷射孔引到燃烧腔中心，把氧化剂沿促使其圆周运动的方向射入燃烧腔。这样，燃料和氧化剂在燃烧之前和之中在腔内混合。

根据本发明，碳氢化合物燃料被用来产生至少具有如下特点之一的燃料生成物：（1）较高燃烧速率，（2）较高燃烧温度和（3）在燃烧腔中燃烧之前具有较低分子量。例如，乙炔是一种较理想的燃料生成物，它具有较高燃烧速率，较高燃烧温度，而且比生成它的碳氢化合物的分子量低。在本发明的一个实施例中，使用氢在燃料通道中作为催化剂和（或）其它催化剂把乙烯加热转变成乙炔和氢，而燃料混合物中过量的氢也缓冲和防止碳聚合，这种聚合会产生焦炭，或在某些情况下导致乙炔爆燃。

根据本发明，能强调按液氧，液态和（或）气态碳氢化合物和液氢这一顺序排列的消耗量。这是很重要的，因为在任一火箭排气速度，为增加总冲量，都要通过推进剂质量并入来获得推力。液氧，随后是液态碳氢化合物，具有高液态密度，因而相对航空器的尺寸和固定载荷来说有高的推进剂重量比。

本发明的各种推进系统和方法可用于任何航空器，利用火箭壳体的发动机或发动机组。例如，本发明的各种推进系统和方法可以是火箭发动机，冲压式喷气发动机，或超音速燃烧冲击式喷气发动机的一部分。

本发明的这些和各种其它目的，特点和优点可以从结合附图的下列说明中最好地得到理解。

图1是一个火箭推进飞行器的部分去掉后的等角图，它表示了本发明的推进器。

图2是图1中沿2-2线的剖视图，它表示出飞行器的推进剂箱和氧化剂箱。

图3是推进剂箱的一段剖视图，它显示了箱壁的结构。

图4是火箭发动机上部的剖视图，显示出本发明的燃料管道，喉道喷管衬套、燃烧室衬套和氧化剂喷嘴。

图5是沿图4中5-5线的火箭发动机的剖视图，进一步显示出本发明中燃料管道中的燃料流和气流控制叶片。

图6显示出本发明中燃烧室衬套的剖视图。

图1显示出一个典型的飞行器10，它具有一个位于飞行器前部的驾驶舱和（或）有效载荷24，在飞行器尾部的三个发动机8和尾翼部22，和本发明改进的燃料存放系统，它包括被从飞行器中部到尾部的碳氢化合物箱20以及液态氧化剂箱6包围的液氢箱。本发明的改进的推进系统和方法可以用在各种飞行器中。

参照图1和图2，液态和（或）浆状氢被容纳和密封在火箭推进飞行器或航空器10的液氢箱4中。浆状氢是液态氢和固态氢的组合物。碳氢化合物箱20包围着液氢箱4。这里使用的液氢箱是非真空的内箱，用于容纳低温学燃料（如：氢），它需要低温学真空隔热腔或容器，而碳氢化合物箱则是非真空的、环绕着内箱的用于存放第二种燃料的外箱，诸如一种具有低凝点和高沸点的作为内箱4中的低温学燃料的绝热体的燃料。

这些燃料的低凝点从150°R左右到200°R左右，而高沸点则从275°R左右到425°R左右。落在上述凝点和沸点范围内的碳氢化合物燃料，提供了一种防止氢汽化所需要的必要的热障。隔离液氢箱4和碳氢化合物箱20的壁的绝热作用足以预防在飞行中一般所需要的时间内由液氢造成的碳氢化合物冷冻。在箱内压力20p.s.i.a（绝对压强）下，温度为36°R的液氢吸收的热量为，5BTU每磅，而温度为25°R的浆状氢在沸腾前则为25BTU每磅。除低凝点外，碳氢化合物还必须有高沸点（低蒸汽压力）以至在高空时不必加压。按照本发明，增压小于2p.s.i.a（大于外界压力）是可接受的。碳氢化合物燃料的低蒸汽压使碳氢化合物箱20可做成理想形状。因此，碳氢化合物箱20可以做成使飞行器的空气动力阻力和空气摩擦发热都较小的形状。

符合上述参数的为液氢提供了必须的隔热的碳氢化合物燃料包括乙烯、乙烷、丙烯、丙烷及其混合物。因为这些燃料也是低温学燃料，在外箱20中的燃料也可以是一种低温学燃料。下表显示出可用在本发明碳氢化合物箱20中的典型的碳氢化合物燃料。

表

碳氢化合物燃料

沸点    凝点    240°R时的液

（°R） （°R） 体密度（LBS/FT³）

乙烯    305    188    38

C₂H₄

乙烷    333    182    38

C₂H₆

丙烯    406    159    40

C₃H₆

丙烷    416    150    39

C₃H₈

为了降低蒸汽压力和避免高空沸腾，上表所表示的燃料可根据需要过冷却。例如，上表中的燃料可过冷却到240°R。每种碳氢化合物燃料在240°R时的密度见上表。

如图1和图2所示，存放液氢的内箱4一般为圆柱形。在最佳实例中，箱4是从飞行器的驾驶和负载段24经过飞行器的全长延伸到其火箭部分。例如，在图2中，箱4一般居中地位于飞行器中，并且如图1所示在飞行器10中从线26附近延伸到线28附近。液氢燃料管16与常规的液氢泵连接以便向适当的为向本发明的推进系统中的燃料输送营分配所使用的输送管和歧管提供液氢。虽然在图1中只显示出一根液氢营和一台液氢泵，本领域的技术人员完全能够布置任意多个燃料管和泵，以及分配液氢用的辅助装置和控制装置。

液氢箱可用任意绝热材料制造，其合理的厚度可在进行飞行必须的足够时间内防止液氢使箱20中的碳氢化合物冷冻。如图3所示，液氢箱4的典型轻重量壁的结构包括最好由被一种绝热材料40分开的纤维如石墨纤维加强的石墨-环氧树脂壁38。例如，可以在石墨环氧树脂壁38之间注入并固化约一英寸厚液态聚氨脂泡沫而形成聚氨脂绝热层40。其它可承受低温的绝热材料包括成型二氧化硅等。绝热材料40防止箱20中的液态碳氢化合物被箱4中的液氢冷冻液氢箱的内表面最好复盖或蒙复一层防止氢穿过壁38渗出的材料。例如，一种由一种含镍约40%到50%并且热胀系数很低的铁-镍合金组成的金属箔很适合于作为箱4内壁38上的复层42，一种市场上可得到的能用于此目的金属箔是Invar。

按照本发明，外箱20的外壁就是飞行器10的外壳30。因此，外箱20的外壁符合飞行器10的空气动力学形状。代表碳氢化合物箱20外壁的飞行器10的外壳30的厚度宜为1英寸，并呈地磁等变线的形式，典型外壳材料在本领域中已经公知。例如，高温（约1600°F）材料诸如钛铝化合物或某些镍基高级合金（如Rene    41），可以用作飞行器的外壳。外壳30粘着一层高温绝热材料36，如市售的用纤维质介质和非常细的耐热微粒状物质加强并且有很低导热率和低热扩散率的微孔结构的Min-K。或者用成型二氧化硅，含有纤维质介质和非常细的耐热微粒物质，具有低热传导率和低热扩散率的微孔结构的成型二氧化硅也可以用作高温绝热材料36。箱20的外壁的内表面也复盖了一层适当的材料来减少辐射。例如，一种含镍量约为40%到50%的铁-镍合金箔可以作为辐射阻挡层34和碳氢化合物箱20壁上的复层34。用高温绝热材料36分层的箔34也减少了辐射。金属箔也用于减少箱中的热膨胀梯度。

为了防止飞行器10的外壳30上结冰，在地磁等变线结构31的空间32中使用了吹洗气体。例如，温暖的氮气可作为吹洗气体被送过地磁等变线结构31的空间32温暖外壳30。

按照本发明，提供了一种在具有一个推进系统的飞行器中贮存燃料的方法，这种推进系统使用双燃料系统，其中一种燃料是一般需要的低温学真空隔热的低温学燃料，这种方法包括把需要一个低温学真空容器的低温学燃料放在一个非真空的内箱中，和把一种具有低凝点和高沸点的第二种燃料放在包围内箱的区域中，使第二种燃料成为内箱中的低温学燃料的隔热体。

参照图1，碳氢化合物燃料管17与碳氢化合物燃料泵15连接以便向按照本发明的适宜的输送管和歧管供送碳氢化合物燃料。液氧燃料管12供助液氧燃料泵14向适宜的输送管和歧管供送液氧。任何包括燃料管，燃料泵和燃料歧管和它们的复数以及控制装置的现有的燃料供应系统，都可以用来向本发明的推进系统供送燃料和氧化剂。

图4显示了按照本发明的使用特定燃料的典型的火箭外壳8的剖视图。火箭的外壳8可作为火箭发动机的一部分，冲压式喷气发动机的一部分，或超音速燃烧冲击式喷气发动机的一部分。分别从图1中的箱4和20通过各自的燃料管和燃料泵来的氢和碳氢化合物的混合物被送到歧管50。歧管50最好绕火箭发动机8的喷管圆周分布并且与壁54和壁52之间的燃料腔或通道相通。壁54和52形成火箭外壳8的喷管喉道部62和燃料室腔64，接受从歧管50来的燃料并且燃料在其中按箭头58所指方向流动的通道56接近并包围在图4中用64表示的燃烧室部分或燃烧室腔和喷管喉道62。在最佳实施例中，燃料通道56包围整个火箭外壳，所以燃料从火箭外壳的全部外周向燃烧室腔供送。燃料通道的尺寸可以是任意的，只要充分地向燃烧室腔供送燃料就行，这对本领域的技术人员来说很容易做到。

按照本发明，按照其在火箭外壳8上的位置还被作为喷管壁衬套52，喷管喉道衬套52和燃烧室衬套52的燃料壁或外壁54和内壁52，是由编织碳化硅纤维制成的。碳化硅纤维或细丝被编织，而且就内壁52而言，能把热量从燃烧器64和喷嘴喉62传导到通道56，为在燃料通道56中的燃料吸热分解提供热量。高温碳化硅纤维在本领域已公知并且基本上在圆周方向编织以提高火箭发动机的耐高压能力。在高达2200°F不冷却时碳化硅纤维仍可工作。

在本发明的实施例中，内壁52，即喷管喉道衬套和燃烧室衬套由具有能选择地控制氢从通道56透过壁52向燃烧室64和喷管喉道62内渗透的多孔结构的编织碳化硅纤维制成。燃料通道56的外壁54由高温编织碳化硅纤维制成，没有微孔，这样氢不能透过壁54渗漏。壁52是多孔的，所以燃料通道56中的压力较高的氢（例如，约4000p.s.i.a）就可以通过或渗过壁52进入压力（例如，3000p.s.i.a）低于燃料通道56中的燃料压力的喷管喉道和燃烧室腔。这种通过壁52进入火箭外壳8内腔的氢渗透提供了如图6中箭头90和层92所示的薄膜冷却。

如图6所示，它显示了燃烧室衬套52的放大部分，氢气90渗过多孔的，连续编织的碳化硅纤维壁52而通过或渗过燃烧室衬套或喷管喉道衬套52进入燃烧室腔或喷管喉道腔，在面对燃烧室腔和喷管喉道腔的壁侧上形成一层氢膜92。透过壁52的氢的渗透，提供了由氢在压力下象如上所述的那样通过壁的移动而造成的蒸发冷却。由于壁是多孔的，所以这种渗透是可能的。正是由于这一效应，使燃烧室衬套和喷管喉道衬套的温度保持低于碳化硅纤维的分解温度，例如，使温度保持在低于1800°F到2200°F左右。

在为包含一个燃烧室，推进剂喷射装置，喷管喉道和喷管，燃料在其中吸热高温分解的燃料通道，该通道接近并包围燃烧室和喷管喉道，并且在燃料通道中提供燃料流的装置的火箭壳制造燃烧室衬套和喷管喉道衬套时，把碳化硅纤维按一种方式绕成能提高燃烧室和喷管喉道的耐高压能力的多层结构;并且碳化硅纤维被绕成燃烧室和喷管喉道的形状。因此，壁52和54是用把碳化硅丝或纤维结合起来，最好是多层环绕成连续的编织图型组成。碳化硅丝或纤维层不仅提高了燃烧室和喷管喉道的耐高压能力，而且在把热量从火箭外壳8的燃烧室腔区域64和喷管喉道区域62散开方面也很有效。在卷绕碳化硅丝或纤维时，如绕一个固体芯卷绕纤维这样的现有技术可以容易地被本领域的技术人员实现。而且为了实现壁52所需的多孔结构和壁54所需的非多孔结构，可以选择有关的编制图型。织好并成型的碳化硅纤维可以利用本领域中已熟知的技术，很容易地组装成具有最佳尺寸的燃料通道56。

为获得进行有选择地控制透过壁52的编织碳化硅的氢的渗透量所需的理想的多孔度，可以使用本领域中已知的各种技术，例如，化学蒸气沉积和（或）化学蒸汽渗入法可使金属有机化合物沉积或渗入卷绕或编织的碳化硅纤维，这些金属有机化合物有选择地允许氢透过编织碳化硅渗透。

本发明的另一方面，参照图4和图5，一组控制气流的叶片80位于燃料通道56中，以沿箭头58的方向圆周方向地导引燃料在燃料通道56中流动，使燃料以较长的路径通过通道56并且因此增加燃料在通道中的滞留时间以便促进对液体和（或）气体的热传导并且延长燃料的吸热高温分解反应的时间。涡旋叶片80使气态燃料（如氢和碳氢化合物）旋转以便促进热传导。涡旋叶片80可以制成与外壁54成整体的部件，或分别安装在外壁54上。涡旋叶片可用能承受燃料通道56中温度和压力的任何合适的材料制造，最好用多层或多股编织成的高温碳化硅丝或纤维制造。配置控制气流的叶片80以便当燃料从歧管50向火箭外壳8的燃烧室部分运动时使燃料旋动。控制气流的叶片可以布置在燃料通道的全长上或任意地段上。然而，在本发明最佳实施例中，控制气流的叶片80至少布置在位于燃烧室腔64区域的燃料通道56内。

燃料喷嘴孔68，最好是在燃烧室腔64区域的壁52上的圆孔，被以这种方式布置在壁52上，即当气态燃料通过燃料通道56进入燃烧腔时，能继续或促进以箭头78所表示的气态燃料的旋转运动。可按照本发明选择理想燃料喷嘴孔68的个数。在大多数实施例中，进入燃烧腔的热气态燃料的喷射速度在压差为1000p.s.i.a时超过1000英尺/秒。在燃烧室衬套52上有许多燃料喷射孔68，以把燃料沿促进其圆周运动的方向射入燃烧腔。在较佳实施例中，燃烧室衬套的横截面基本为圆形，燃烧室衬套上的燃料喷射孔的方位定成从燃烧室衬套切线量向垂线所成的角度小于90°。在大多数实施例中，此角约为30°到60°。然而，能充分促使燃料在从燃料通道进入燃烧腔时圆周运动的任何小于90°的角度，都可以采用。

本发明的推进系统还提供了一个把诸如液氧这样的氧化剂从氧化剂管72引入的装置，氧化剂管从图1和图2所示的氧化剂箱6得到氧化剂。氧化剂被通过如图4和图5中所示的氧化剂喷射孔66引进燃烧腔腔。氧化剂管72在燃烧腔中居中布置，并且有多个氧化剂喷射孔66，以把氧化剂引入到燃烧腔中心部分。氧化剂最好能沿着当其从氧化剂管72进入燃烧腔时能促使氧化剂作圆周运动的方向射入，以便在先于或在燃烧过程中使燃料和氧化剂混合。在较优的实施例中，引导氧化剂进入燃烧腔的装置的横截面基本为圈形，并且氧化剂喷射孔66的方位为从垂线移向氧化剂引入装置的切线时的角度小于90°。在较优实施例中，氧化剂喷射孔的角度约为30°到60°，然而，当氧化剂进入燃烧腔时能充分促进其圆周运动的任何角度，都可以采用。

在某些较优实施例中，使推进系统中的燃料喷射孔66和氧化剂喷射孔68调准，以促使燃料和氧化剂进入腔中时互相交迭，也就是，燃料喷射孔和氧化剂喷射孔互相交错以促使燃料和氧化剂在燃烧室腔中交迭，并且在燃烧之前或之中进一步促进氧化剂和燃料的混合。这样，通过喷射孔68射出的燃料和通过喷射孔66射出的氧化剂成层状，以便在燃烧之前和之中发生穿透。这样，当燃料混合物点燃时可实现高度混合和快速燃烧。

氧化剂喷射管72最好是一个编织碳化硅纤维制成的多孔性的套。氢70通过氢喷射管74引入。多孔性氢喷射管74还提供喷射管74的蒸发冷却，如前面对燃烧室衬套52和喷管喉道52所讨论的那样。通过氢喷射孔76引入的氢70也和氧化剂混合以引发燃烧并冷却氧气喷射管。

在某些实施例中，燃料从燃烧室衬套上的燃料喷射孔出来的圆周运动基本上是顺时针的，而氧化剂通过氧化剂喷射孔进入燃烧腔的圆周运动则基本上是逆时针方向的。在其它实施例中，燃料通过燃烧室衬套上的燃料喷射孔的圆周运动基本上是逆时针的，而氧化剂通过氧化剂引入装置的氧化剂喷射孔的圆周运动则基本上是顺时针方向的。

按照本发明，还提供了一种使用碳氢化合物燃料的推进系统，其中有为流到燃烧室衬套和喉管衬套的高温通量所设的装置，这些热量来自火箭壳体或燃烧室腔和喷管喉道内的燃烧，使衬套的温度在火箭壳内燃烧时超过其热极限，还有利用燃料通道中的碳氢化合物吸热高温分解来冷却燃烧室衬套和喷管喉道衬套的装置。因此，除如上所述的靠燃料对流和薄膜冷却外，在燃料管道56中，在燃烧之前，碳氢化合物也分解，裂化和（或）吸热高温分解。以使用乙烯（C₂H₄）为例，在高温无催化剂情况下在燃料管道中发生以下反应：

上述吸热反应从28磅乙烯中产生出2磅氢气和26磅乙炔气。反应中吸收的热量是每磅乙烯吸收2413BTU。由于其极高的燃烧温度，在最大火箭推力和比冲量方面，乙炔仅次于氢。因此，按照本发明，乙炔是碳氢化合物吸热高温分解中所产生的最理想的生成物。

如上所知，当碳氢化合物燃料是乙烯时，吸热高温分解反应的生成物包括乙炔和氢。当碳氢化合物燃料为乙烷时，吸热高温分解反应的产生物包括甲烷、乙烷、乙烯、乙炔和氢和微量其它碳氢化合物生成物。当碳氢化合物燃料是丙烷时，吸热高温分解的生成物包括甲烷、乙烷、乙烯、乙炔、丙烯和氢及微量各种其它碳氢化合物生成物。自然，使用上述各种碳氢化合物的混合物仍包括在本发明的范围之内。在任何情况下，按照本发明使用的碳氢化合物燃料，都应是那些其吸热高温分解能提供一种具有较高燃烧速度的燃料生成物，一种具有较高燃烧温度的燃料生成物和（或）一种比得目其中的碳氢化合物燃料的分子量低的燃料生成物。如前所指出的，在存在在燃烧腔和喉道管喷管内产生的热量的情况下，在燃料通道56中产生燃料生成物，并且被引导通过壁52。

可以同碳氢化合物燃料一起使用催化剂来加速碳氢化合物燃料的成分变化，以此提供壁52附近的吸热冷却。而且在某些情况下，例如对于乙炔，吸热高温分解的催化剂装置可以是如图5所示的位于燃料通道56中的一个催化剂床84，其中催化剂呈小球状位于通道中。催化剂还可以复盖在燃料通道56的壁上，如壁54和（或）壁52。催化剂还可以加在碳氢化合物燃料中，以便当燃料被推送经过通道56中时，燃料中的催化剂使碳氢化合物燃料加速吸热分解。在吸热高温分解和裂化技术中已知的任一种典型催化剂（包括铂和钯这样的催化剂）都可在本发明中使用。

在前述的过程中，能量从燃烧室和喷管喉道通过壁52转移到燃料通道56中的燃料上，然后又通过燃料喷嘴孔68回到燃烧腔。热能既没有损失也没有增加，然而，壁56被吸热反应冷却，并且获得了更好的燃烧温度和燃烧产物，并因此得到较高的火箭喷管速度和较大的推力。

因此，本发明提供了一种改进推进系统的燃料系统的方法，这种推进系统具有一个带有燃烧室衬套的燃烧腔和带有喉道衬套的排气喉道，燃料通道接近并环绕燃烧室衬套和喉道衬套，在那里碳氢化合物燃料穿过燃料通道;燃烧腔中燃料燃烧所产生的热量被通过燃烧室衬套和喉道衬套的辐射作用提供到燃料通道;在燃料通道中的碳氢化合物燃料在足以使其发生吸热高温分解的温度被加热，这样，从燃烧腔通过燃烧室衬套和喉道衬套转移的热量降低了燃烧腔中燃烧室衬套和喉道衬套处的温度，所以燃烧室衬套和喉道衬套的耐热极限不会被超过。

除了确定燃烧压力的推进剂流速（火箭喉以声速阻流）和确定燃烧温度的混合比，还可以改变氢和碳氢化合物燃料的比例，来控制（除火箭推力外）结构的温度。过量氢增加薄膜冷却，降低燃烧温度（燃料多），减少来自碳化合物（碳氢化合物燃料）的辐射，并且促进分子量相对低的水的生成。为了实现上述变量的最理想组合，该领域的技术人员可以调节氢和碳氢化合物的比例。然而，在大多数情况下，质量比为百分之五十氢对百分之五十碳氢化合物被认为是理想的。

本发明提供了碳氢化合物和燃料的系统使用方法、并没有对分解碳氢化合物或把它转变成其它形式的碳氢化合物的方法加以限制。例如，乙烯或乙烷转换成乙炔是公知的。然而，在升高的温度下在很短的时间（小于5毫秒）内如何得到最大的转换率，（乙烯重量的70%转变成乙炔）是这样转换中的典型的难题。还有，热解和（或）催化是否会产生不需要的碳产物，如碳-碳分子（焦炭）或金属碳化物（来自催化剂剂）。特别不理想的反应是因碳-碳聚合而造成乙炔爆燃。

本发明的一个方面，碳氢化合物被转变成适宜的具有较高燃烧速率，较高燃烧温度和（或）较低分子量的产品，其做法是用以歧管50供应的燃料混合物中的氢燃料在1700°F至2200°F左右进行热转换，以加速分子反应。在该反应中，一个单个的氢分子从碳氢化合物中分离出来并且与碳氢化合物中的两个氢原子结合，形成更理想的产品，如乙炔。激活能减少，并且转换速率增加。此外，过量的氢减缓了包括碳聚合的碳-碳分子的形成，因为氢分子在自由碳原子的平均自由路径内，把一个个碳原子阻挡开。自然，附加的催化剂也可与靠燃料通道中有氢存在时的碳氢化合物吸热高温分解实现的燃烧室衬套和喉道衬套的冷却装置一同使用，这样，燃料中的氢可以加快吸热高温分解反应的速度。当碳氢化合物燃料是一种碳氢化合物时，其吸热高温分解产生焦炭和聚合物，燃料中的氢也抑制焦炭和碳聚合物的形成，从而防止在燃料通道中的爆燃。上面讨论过的常用的催化剂也能用在本推进系统中中。虽然并可试图把吸热高温分解限制在某一特定温度，但是按照本发明，一般将燃料通道中的碳氢化合物燃料和氢在1700°F到2000°F左右加热。虽然储箱中的碳氢化合物是气态或液态或者二者的混合物，而且虽然储箱中的氢是液态或浆状，但是由于通道56中的高温环境，其中的碳氢化合物和氢一般都呈气态。

虽然没有显示，但本领域的技术人员很容易提供在燃烧腔中的氧化剂面前点燃燃料的装置。例如，点火装置可以是一个在燃料喷射系统区域例如，氢出孔76，燃料喷射孔68和氧化剂喷射孔66处产生电弧的装置。

上述特点单独或者互相组合，提供了改进推进系统和方法，它们使用的燃料是碳氢化合物或者在存在氧化剂条件下碳氢化合物与氢的组合物。前述的系统还提供改进的飞行器，它使用一种双燃料系统和在具有使用双燃料系统的推进系统的飞行器中储存燃料的方法。

包括在本发明范围之内的各种修改变化没有加以说明，本发明试图包括下述权利要求中所包含的这些修改。

Claims (10)

1、一种推进系统包括：

a)一个具有一个带燃烧室衬套的燃烧腔和带喷管喉道衬套的喷管喉道腔的火箭外壳；

b)一个接近並包围燃烧室衬套和喷管喉道衬套的燃料通道，上述衬套形成燃料通道的内壁，燃料通道的外壁与内壁分开以形成通道；

c)在燃料通道中提供燃料流的装置；

d)多个布置在燃料通道中以沿圆周方向引导燃料通道中的燃料以便使燃料以较长路径通过通道並增加燃料在通道中的滞留时间从而促进对液体的热转换的导流叶片。

2、如权利要求1所述的推进系统，还包括：

a）在燃烧室衬套上的多个燃料喷射孔，它沿着促使燃料圆周运动的方向把燃料喷射入燃烧腔;

b）引导氧化剂通过燃烧腔中央的氧化剂喷射孔沿促使氧化剂圆周运动的方向把氧化剂喷入燃烧腔的装置，借以使燃料和氧化剂在燃烧之前和之中在腔中混合。

3、如权利要求2所述的推进系统，其中的燃料喷射孔和氧化剂喷射孔是交错的，以促使燃料和氧化剂相互交迭，並且进一步促进燃烧之前和之中的混合。

4、如权利要求1所述的推进系统，其中布置在燃料通道中的导流叶片是附在燃料外壁上的涡旋式叶片。

5、如权利要求1所述的推进系统，其中的导流叶片布置在接近燃烧室腔的燃料通道内。

6、如权利要求1所述的推进系统，其中的导流叶片布置在接近喷管喉道腔的燃料通道内。

7、如权利要求2所述的推进系统，其中的燃烧室衬套基本是圆形的，並且其上的燃料喷射孔在燃烧室中的定位角度从燃烧室衬套的垂线向其切线测量小于90°。

8、如权利要求2所述的推进系统，其中的引导氧化剂的装置的横截面基本为圆形，並且氧化剂喷射孔的定位角从引导氧化剂装置的垂线向其切线测量小于90°。

9、如权利要求2所述的推进系统，其中燃料从燃料室衬套中的燃料喷射孔出来的圆周运动基本是顺时针的，而氧化剂通过氧化剂喷射孔进入燃烧腔的圆周运动则基本是逆时针的。

10、如权利要求2所述的推进系统，其中通过燃烧室衬套中的燃料喷射孔的燃料的圆周运动基本上是逆时针的，而氧化剂通过引导氧化剂装置中氧化剂喷射孔的圆周运动则基本上是顺时针的。

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