DE3734100A1 - Flugzeug und verfahren zum lagern von brennstoffen in einem flugzeug - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Vortriebssystem und -verfahren für Luftfahrzeuge und betrifft insbesondere ein Vortriebssystem und -verfahren für ein Flugzeug, das Raketentriebwerke, Staustrahltriebwerke mit Überschallverbrennung oder normale Staustrahltriebwerke hat.

Flüssiger Wasserstoff, flüssiger Kohlenwasserstoff und flüssiger Sauerstoff werden gespeichert und auf systematische Weise benutzt, um die nötigen Forderungen nach hohem Vortriebsschub, niedrigem Luftfahrzeuggewicht und niedrigem Luftfahrzeugluftwiderstand in einer relativ einfachen Luftfahrzeug- und Vortriebssystemkonstruktion zu erfüllen.

Ein einstufiger Flug in eine Umlaufbahn kann unter dem Gesichtspunkt hoher Beschleunigungen betrachtet werden, die aus einer Kombination aus großem verfügbaren Gesamtschub, niedrigem Gewicht des Luftfahrzeuges und niedrigem Luftwiderstand resultieren. Das Gewicht der Treibstoffe nimmt mit fortschreitendem Flug ab, und bei verfügbarem positivem Gesamtschub wird das Luftfahrzeug die Umlaufbahneintrittsgeschwindigkeit in Orbitalhöhen erreichen, solange Treibstoffreserven verfügbar sind. Ein Schlüsselfaktor bei dem Vortrieb von Luftfahrzeugen ist deshalb die Menge an Treibstoff relativ zu der Luftfahrzeuggröße. Ein zweiter Schlüsselfaktor bei einem einstufigen Flug in eine Umlaufbahn ist ein niedriges festgelegtes Gewicht des Luftfahrzeuges und des Vortriebssystems, da dieses Gewicht während des gesamten Aufstiegs in die Umlaufbahn durch den Schub kompensiert werden muß. Ein dritter Faktor bei einem einstufigen Flug in eine Umlaufbahn ist die Form des Luftfahrzeuges, welche eine günstige Beziehung zwischen Auftrieb und Luftwiderstand ergeben muß. Der letzte Schlüsselfaktor ist ein großer Schub aus dem Vortriebssystem, nämlich den Raketentriebwerken des Luftfahrzeuges. Angesichts vorstehender Darlegungen ist leicht zu erkennen, daß es erwünscht ist, die Menge an Treibstoff relativ zu der Größe des Luftfahrzeuges zu steigern, das festgelegte Gewicht des Luftfahrzeuges und des Vortriebssystems zu reduzieren, die aerodynamische Form des Flugzeuges zu verbessern und das Ausmaß an Schub, das durch das Vortriebssystem erzielt werden kann, zu verbessern.

Eine große Anzahl von Flüssigkeitsvortriebssystemen einschließlich Flüssigkeitsvortriebssystemen mit mehreren Treibstoffen ist gegenwärtig bekannt. Es ist aber schwierig, die Treibstoffe in dem Luftfahrzeug aufzubewahren, um die maximale Ausnutzung des Lagerraums in dem Fahrzeug zu erzielen und gleichzeitig das Gewicht der Aufbewahrungstanks zu reduzieren und ein Luftfahrzeug mit geringem Luftwiderstand zu schaffen. Zum Erreichen der vorgenannten Ziele bei Flüssigtreibstoffvortriebssystemen ist es im allgemeinen notwendig, Vakuumlagertanks in Luftfahrzeugen zum Aufbewahren von flüssigen Treibstoffen vorzusehen. Vakuumlagertanks und -systeme sind schwierig zu warten und erhöhen das Gewicht des Luftfahrzeuges beträchtlich. Es ist demgemäß erwünscht, das Erfordernis von Vakuumlagertanks und von anderen sperrigen Systemen für das Lagern von Flüssigtreibstoffen an Bord von Luftfahrzeugen zu eliminieren.

Gemische aus Kohlenwasserstoff und flüssigem Sauerstoff werden in großem Umfang als Treibstoffe in Vortriebssystemen von Luftfahrzeugen benutzt. Es ist bekannt, daß solche Kohlenwasserstoffbrennstoffe in Brennkammern bei Temperaturen, die 2760°C (5000°F) übersteigen, verbrennen und ein großes Ausmaß an Schub erzeugen. Vortriebssysteme bei jüngeren Luftfahrzeugkonstruktionen erfordern jedoch größeren Schub als im allgemeinen durch die Gemische aus flüssigem Kohlenwasserstoff und Sauerstoff erzielt werden kann, und allgemein sind komplexe Treibstoffe in komplexeren Vortriebssystemen entwickelt worden, um größeren Schub zu erzielen. Die meisten dieser komplexen Treibstoffe können in herkömmlichen Vortriebssystemen aus verschiedenen Gründen nicht benutzt werden, beispielsweise wegen extrem hohen Verbrennungstemperaturen, und komplexe Vortriebssysteme und Lagersysteme müssen entwickelt werden, um das Verbrennen von solchen Treibstoffen zu ermöglichen. Die komplexen Vortriebssysteme, bei denen diese Schwierigkeiten überwunden sind, tragen zum Gewicht des Luftfahrzeuges beträchtlich bei. Vorstehende Darlegungen zeigen, daß es vorteilhaft sein würde, die weniger komplexen Vortriebssysteme auf der Basis von Brennstoffgemischen aus flüssigem Kohlenwasserstoff und Sauerstoff zu benutzen, um die vorgenannten Nachteile zu beseitigen.

Es ist bekannt, daß gewisse chemische Substanzen wie Kohlenwasserstoffe mit hohem Molekulargewicht endotherm reagieren, um Reaktionsprodukte zu erzeugen, die als Brennstoff benutzt werden. Im Stand der Technik sind Systeme entwickelt worden, die gewisse chemische Substanzen durch endotherme Reaktionen in Brennstoffe umwandeln, welche in einer Brennkammer verbrannt werden können. Viele der bekannten Systeme sind aber nachteilig, weil der Prozeß der endothermen Reaktion gewisse Reaktionsprodukte erzeugt, die zum Aufbau eines unerwünschten Überzugs in der Brennkammer führen können. Es ist demgemäß erwünscht, ein Vortriebssystem zu schaffen, bei dem einfache Kohlenwasserstoffe wie Ethylen, Ethan, Propylen und Propan als chemische Substanz benutzt werden können, die endotherm reagieren, um überwiegend nur Reaktionsprodukte zu erzeugen, welche als verbesserte Brennstoffe in Vortriebssystemen von Luftfahrzeugen brauchbar sind.

Bei bekannten Antriebssystemen, bei denen Brennstoffe benutzt werden, die hohe Temperaturen in dem Antriebssystem erzeugen, beispielsweise in einer Brennkammer, ist es schwierig, Materialien zu finden, welche die hohen Temperaturen aushalten können, d. h. Temperaturen von 2760°C (5000°F) und darüber. Viele Arten von Brennkammerauskleidungen und Düsenhalsauskleidungen von Raketengehäusen sind zwar bereits vorgeschlagen worden, sie sind jedoch komplex und teuer oder haben eine begrenzte Lebensdauer oder erfordern das Hindurchleiten von übermäßigen Mengen an Kühlmittel, um eine bauliche Schwächung und/oder ein Abschmelzen des Auskleidungsmaterials zu verhindern. Es ist demgemäß erwünscht, verbesserte Brennkammer- und Düsenhalskonstruktionen und Materialien für Vortriebssysteme zu schaffen, welche die vorgenannten Nachteile beseitigen.

Hauptziel der Erfindung ist es demgemäß, ein verbessertes Luftfahrzeug- und Vortriebssystem zu schaffen, bei dem mehrere Treibstoffe benutzt werden. Weiter sollen durch die Erfindung ein Vortriebssystem und ein Verfahren geschaffen werden, bei denen eine Auswahl an Treibstoffen auf systematische Weise benutzt wird, um einen einstufigen Flug in eine Umlaufbahn zu erreichen und dabei die Forderungen sowohl der Luftfahrzeug- als auch der Vortriebssystemkonstruktion zu berücksichtigen.

Ferner sollen durch die Erfindung ein Brennstofflagersystem und ein Verfahren zum Lagern von mehreren Brennstoffen mit einer leichtgewichtigen, einfachen Behälterkonstruktion verwirklicht werden, die maximale Treibstoffreserven in einem Flugzeug minimaler Größe und minimalen Gewichtes bietet.

Weiter sollen durch die Erfindung eine Brennstoffaufbewahrungsvorrichtung und ein -verfahren geschaffen werden, die maximale Treibstoffreserven bei optimaler Luftfahrzeugform hinsichtlich Auftrieb und Luftwiderstand bieten.

Ferner sollen durch die Erfindung ein Vortriebssystem und -verfahren geschaffen werden, bei denen Brennkammerauskleidungen und Düsenhalsauskleidungen zum Einschließen der hohen Verbrennungsdrücke, die außerdem hohe Verbrennungstemperaturen aushalten können, benutzt werden.

Ferner sollen durch die Erfindung ein Vortriebssystem und -verfahren geschaffen werden, bei denen ein Gemisch aus Kohlenwasserstoff- und Wasserstoffbrennstoff mit flüssigem Sauerstoff als Oxidator für hohe Verbrennungstemperaturen aus Brennstoffen niedrigen Molekulargewichtes benutzt werden.

Ferner sollen ein Vortriebssystem und -verfahren zum Kühlen der Auskleidungen der Brennkammer und des Düsenhalses eines Raketenmotors geschaffen werden.

Ferner sollen ein verbessertes Vortriebssystem und -verfahren geschaffen werden, bei denen die Brennkammerauskleidung und die Düsenhalsauskleidung eines Raketenmotors durch endothermen Zerfall des Brennstoffs gekühlt werden.

Ferner soll eine verbesserte Raketenbrennkammer- und -düsenhalskonstruktion geschaffen werden, die die Wärmeübertragung steigert und die Verweilzeit für endothermes Kühlen der Brennkammerauskleidung sowie der Düsenhalsauskleidung verlängert.

Schließlich sollen durch die Erfindung ein verbessertes Brennstoffeinspritzsystem und ein verbessertes Flüssigsauerstoffeinspritzsystem zum Einspritzen von Brennstoff und Flüssigsauerstoff in die Brennkammer eines Vortriebssystems geschaffen werden.

Das wird erfindungsgemäß erreicht durch Wahl einer besonderen Klasse von Treibstoffen, die in Verbindung mit einem verbesserten Vortriebssystem und einer verbesserten Luftfahrzeugkonstruktion benutzt werden.

Das verbesserte Vortriebssystem nach der Erfindung arbeitet mit Kohlenwasserstoffbrennstoff und umfaßt ein Raketengehäuse mit einer Brennkammerauskleidung und einer Düsenhalsauskleidung; einen Brennstoffkanal für den Kohlenwasserstoffbrennstoff an der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung und um diese herum; eine Einrichtung zum Erzeugen eines Brennstoffdurchflusses in dem Brennstoffkanal; eine Einrichtung zum Erzeugen eines starken Wärmeflusses zu der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung aus der Verbrennung innerhalb des Raketengehäuses, wodurch die Temperatur der Auskleidungen deren thermische Grenzwerte übersteigt; und eine Einrichtung zum Kühlen der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung durch endotherme Pyrolyse des Kohlenwasserstoffes in dem Brennstoffkanal. Gemäß einem Aspekt der Erfindung erfolgt die endotherme Pyrolyse des Kohlenwasserstoffes in dem Brennstoffkanal in Gegenwart von Wasserstoff, und der Wasserstoff in dem Brennstoff beschleunigt die Geschwindigkeit der endothermen Pyrolyse. Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung erfolgt die endotherme Pyrolyse des Kohlenwasserstoffes in dem Brennstoffkanal in Gegenwart einer Katalysatoreinrichtung, welche die Geschwindigkeit der endothermen Pyrolyse beschleunigt. Die endotherme Pyrolyse der Klasse von Kohlenwasserstoffbrennstoffen, welche bei der Erfindung benutzt werden, in Gegenwart von Wasserstoff und/oder in Gegenwart eines Katalysators ergibt ein Brennstoffprodukt, das höhere Verbrennungsgeschwindigkeiten hat, ein Brennstoffprodukt, das höhere Verbrennungstemperaturen hat, und/oder ein Brennstoffprodukt, das ein niedrigeres Molekulargewicht hat.

Das Flugzeug nach der Erfindung hat ein Vortriebssystem, bei dem ein Doppelbrennstoffsystem benutzt wird, wobei wenigstens einer der Brennstoffe ein kryogener Brennstoff ist. Ein Innentank ohne Vakuum enthält den kryogenen Brennstoff, und ein Außentank ohne Vakuum, der den Innentank umgibt, enthält einen zweiten Brennstoff, wobei der zweite Brennstoff ein Brennstoff ist, der einen niedrigen Gefrierpunkt und einen hohen Siedepunkt hat und als Isolator für den kyrogenen Brennstoff in dem Innentank dient. Der zweite Brennstoff in dem Außentank kann ebenfalls ein kyrogener Brennstoff sein. Das Treibstofftank- oder -behältersystem enthält einen unter Druck stehenden, zylindrischen Innentank oder -behälter zum Aufbewahren oder Lagern des flüssigen kryogenen Brennstoffes, beispielsweise Wasserstoff, und hat eine starre isolierte Wand. Um den Innentank zum Aufnehmen und Lagern des flüssigen kryogenen Brennstoffes herum befindet sich ein Außentank zum Aufbewahren des zweiten Brennstoffes, der im allgemeinen ein flüssiger und/oder gasförmiger Kohlenwasserstoff ist. Durch Umgeben des Innentanks, der beispielsweise Flüssigwasserstoff enthält, mit vorgekühltem flüssigen und/oder gasförmigen Kohlenwasserstoff wird übermäßiges Verkochen des flüssigen Wasserstoffs in großen Höhen verhindert. Die Schicht aus flüssigem und/oder gasförmigem Kohlenwasserstoff isoliert den Flüssigwasserstoff, wodurch die Notwendigkeit von herkömmlichen Kryovakuumbehältern als Isolation vermieden wird. Die Wand des Außentanks, der den Kohlenwasserstoff aufnimmt, ist die Haut des Luftfahrzeuges. Daher ist die äußere Wand des Außentanks der aerodynamischen Form des Luftfahrzeugs angepaßt. Der vorgekühlte Kohlenwasserstoff wird im wesentlichen nicht unter Druck gesetzt und füllt deshalb den gesamten Raum zwischen dem Flüssigwasserstofftank und der Haut des Luftfahrzeuges aus. Diese Konstruktion und dieses Verfahren zum Aufbewahren der Treibstoffe in dem Luftfahrzeug gestatten, das Luftfahrzeug so zu gestalten, daß es optimalen Auftrieb und Luftwiderstand hat, ohne die Treibstoffreserven zu reduzieren.

Aufbewahrungseinrichtungen für flüssigen Oxidator sind vorgesehen, und herkömmliche Einrichtungen werden benutzt, um den flüssigen Oxidator in unterkühltem Zustand zu halten und so das Verkochen zu reduzieren. Die Flüssigoxidatoraufbewahrungseinrichtungen können in irgendeiner geeigneten Konfiguration angeordnet sein, um einen nicht unter Druck stehenden Behälter oder nicht unter Druck stehende Behälter zu füllen, die der Form des Luftfahrzeugs und dem verbesserten Brennstoffaufbewahrungssystem nach der Erfindung angepaßt sind.

Es ist außerdem gemäß der Erfindung ein Vortriebssystem vorgesehen, das ein Raketengehäuse hat, welches eine Brennkammer, Treibstoffeinspritzvorrichtungen, einen Düsenhals und eine Düse enthält; einen Brennstoffkanal, in welchem Brennstoff endotherm pyrolysiert wird, wobei der Brennstoffkanal benachbart zu der Brennkammer und dem Düsenhals und um diese herum angeordnet ist; und eine Einrichtung zum Erzeugen eines Brennstoffdurchflusses in dem Brennstoffkanal, wobei die Verbesserung eine Innenwand aus Siliziumkarbidfasergewebe beinhaltet, die eine Brennkammerauskleidung und eine Düsenhalsauskleidung bildet, und eine Außenwand aus Siliziumkarbidfasergewebe, welche Abstand von der Innenwand hat, um den Brennstoffkanal zu bilden. Die Siliziumkarbidfasern sind gewebt, vorzugsweise durchgehend, und leiten Wärme aus der Brennkammer und dem Düsenhals zu dem Brennstoffkanal, wodurch Wärme für die endotherme Pyrolyse des Brennstoffes geliefert wird. In bevorzugten Ausführungsformen hat die gewebte Siliziumkarbidfaserinnenwand eine Porosität zum ausgewählten Steuern der Diffusion von Wasserstoff aus dem Kanal durch die Wand hindurch in die Brennkammer und den Düsenhals. Diese Verbesserung im Vortriebssystem, d. h. in den Raketenmotoren, bei denen die Brennkammer aus ununterbrochen gewickelten Siliziumkarbidfasern hergestellt ist, gestattet, Raketenmotoren bei sehr hohen Temperaturen mit Brennstoffen niedrigen Molekulargewichts zu betreiben, d. h. z. B. mit Kohlenwasserstoffen niedrigen Molekulargewichts und Wasserstoff in Gegenwart des Oxidators, Sauerstoff. Die Verbrennungsprodukte dieser Brennstoffe haben ein relativ geringes Molekulargewicht. Der hier verwendete Begriff Kohlenwasserstoffe niedrigen oder geringen Molekulargewichts beinhaltet ungesättigte oder gesättigte Kohlenwasserstoffe, die weniger als vier Kohlenstoffatome haben.

Wasserstoff, der aus dem Flüssigwasserstoff in dem Kohlenwasserstoffgemisch verfügbar ist, zusätzlich zu dem Wasserstoff, der aus der endothermen Zersetzung des Kohlenwasserstoffes in dem Brennstoffkanal resultiert, fördert die Bildung eines großen Anteils an Wasserdampf relativ niedrigen Molekulargewichts in den Verbrennungsprodukten. Die hohe Verbrennungstemperatur in der Brennkammer und die hohe Temperatur in dem Düsenhals werden durch die kombinierte Verwendung der kontinuierlich gewickelten Siliziumkarbidfasern und durch Filmkühlung aus dem Wasserstoff in dem Brennstoffkanal gestattet, wobei der Wasserstoff aus dem Brennstoffkanal durch die Brennkammerauskleidung und die Düsenhalsauskleidung in die Brennkammer bzw. Düsenhalskammer diffundiert. Das Gesamtergebnis ist ein Verbrennungstemperatur- und Molekulargewichtsverhältnis, welches eine hohe Schallgeschwindigkeit in dem Düsenhals des Raketenmotors und nach Überschallexpansion eine hohe Raketenmotoraustrittsgeschwindigkeit ergibt.

Gemäß der Erfindung ergibt die gewickelte Siliziumkarbidfaserkonstruktion der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung eine hohe Umfangsfestigkeit, und die Faserschichten ergeben eine Transpirationskühlung aufgrund der kontrollierten Porosität der gewickelten Siliziumkarbidfasern, die das Wandern oder Diffundieren des Wasserstoffes, nicht aber des Kohlenwasserstoffes, unter Druck durch die Wände in die Brennkammer und in die Düsenhalskammer gestattet. Es erfolgt daher die Filmkühlung der heißen Seite der Wand, während gleichzeitig der Zusatz von Wasserstoff das Abgasmolekulargewicht verringert, was eine höhere Düsenhalsgeschwindigkeit ergibt. Darüber hinaus reduziert der Wasserstoffilm auf der Brennkammer- und der Düsenhalsseite der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung die Fluidwandreibung in dem Düsenhals.

Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung weist das Vortriebssystem ein Raketengehäuse auf, das eine Brennkammer mit einer Brennkammerauskleidung und eine Düsenhalskammer mit einer Düsenhalsauskleidung hat; einen Brennstoffkanal neben der und um die Brennkammerauskleidung und die Düsenhalsauskleidung, die die innere Wand des Brennstoffkanals bildet, wobei die äußere Wand des Brennstoffkanals Abstand von der inneren Wand hat, um den Kanal zu bilden; eine Einrichtung zum Erzeugen einer Brennstoffströmung in dem Brennstoffkanal; und mehrere Strömungsleitschaufeln, die in dem Brennstoffkanal angeordnet sind, um den Brennstoff in dem Brennstoffkanal in Umfangsrichtung zu leiten. Der Brennstoff bewegt sich daher auf einem längeren Weg durch den Kanal, der die Verweilzeit des Brennstoffes in dem Kanal verlängert, um die Wärmeübertragung auf das Fluid in dem Brennstoffkanal zu fördern. Durch die vielen Strömungsleitschaufeln gibt es eine längere Fluidverweilzeit in dem Brennstoffkanal, und das ergibt eine bessere Wärmeübertragung und eine ausgedehnte Zeit für die endotherme Pyrolyse oder Zersetzung des Kohlenwasserstoffbrennstoffes.

Gemäß einer weiteren Verbesserung spritzen mehrere Brennstoffeinspritzlöcher in der Brennkammerauskleidung Brennstoff in die Brennkammer in einer Richtung ein, die die Umfangsbewegung des Brennstoffes in der Brennkammer fördert. Außerdem wird ein Oxidator durch Oxidatoreinspritzlöcher dem Mittelpunkt der Brennkammer zugeführt, um Oxidator in die Brennkammer in einer Richtung einzuleiten, welche die Umfangsbewegung des Oxidators fördert. Auf diese Weise werden der Brennstoff und der Oxidator in der Brennkammer vor und während der Verbrennung vermischt.

Durch die Erfindung wird der Kohlenwasserstoffbrennstoff benutzt, um Brennstoffprodukte zu erzeugen, die wenigstens eine der folgenden Eigenschaften haben: (1) höhere Verbrennungsgeschwindigkeiten, (2) höhere Verbrennungstemperaturen und (3) ein niedrigeres Molekulargewicht vor der Verbrennung in der Brennkammer. Beispielsweise ist Acetylen ein bevorzugtes Verbrennungsprodukt, das eine höhere Verbrennungsgeschwindigkeit, eine höhere Verbrennungstemperatur und ein niedrigeres Molekulargewicht als der Kohlenwasserstoff hat, aus dem es erzeugt wird. In einer Ausführungsform der Erfindung wird Ethylen thermisch in Acetylen und Wasserstoff umgewandelt, wobei der Wasserstoff in dem Brennstoffkanal als ein Katalysator benutzt wird und/ oder ein zusätzlicher Katalysator benutzt wird, während überschüssiger Wasserstoff aus dem Brennstoffgemisch außerdem zum Puffern und Verhindern der Kohlenstoffpolymerisation dient, welche zum Verkoken oder in manchen Fällen zur Acetylendetonation führt.

Durch die Erfindung ist es möglich, den Verbrauch von Flüssigsauerstoff, flüssigem und/oder gasförmigem Kohlenwasserstoff und Flüssigwasserstoff in dieser Reihenfolge anzuheben. Das ist wichtig, weil bei irgendeiner Raketenaustrittsgeschwindigkeit Schub erzielt wird durch Treibstoffmassenzusatz zum Erhöhen des Moments. Flüssigsauerstoff gefolgt von flüssigem Kohlenwasserstoff hat eine hohe Flüssigkeitsdichte und daher einen hohen Treibstoffanteil relativ zu der Fahrzeuggröße und zu dem festen Gewicht des Luftfahrzeuges.

Die Vortriebssysteme und Verfahren nach der Erfindung können bei jedem Luftfahrzeug benutzt werden, bei dem als Motor oder Motoren ein Raketengehäuse benutzt wird. Beispielsweise können die Vortriebssysteme und Verfahren nach der Erfindung Teil eines Raketenmotors, Teil eines normalen Staustrahltriebwerks oder Teil eines Staustrahltriebwerks mit Überschallverbrennung sein.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 eine teilweise weggebrochene isometrische Darstellung eines raketengetriebenen Luftfahrzeuges, die die Treibstoffbehälter nach der Erfindung zeigt,

Fig. 2 eine Querschnittansicht nach der Linie 2-2 in Fig. 1, welche die Treibstoff- und Oxidatortanks des Luftfahrzeugs zeigt,

Fig. 3 eine Querschnittansicht eines Segments der Treibstofftanks, die die Konstruktion der Wände der Tanks zeigt,

Fig. 4 eine Querschnittansicht des oberen Teils eines Raketenmotors, die den Brennstoffkanal, die Düsenhalsauskleidung, die Brennkammerauskleidung und die Oxidatoreinspritzvorrichtung gemäß der Erfindung zeigt,

Fig. 5 eine Querschnittansicht des Raketenmotors nach der Linie 5-5 in Fig. 4 sowie die Brennstoffströmung in dem Brennstoffkanal und die Strömung steuernde Leitschaufeln nach der Erfindung, und

Fig. 6 eine Querschnittansicht der Brennkammerauskleidung nach der Erfindung.

Fig. 1 zeigt ein typisches Luftfahrzeug 10, das ein Cockpit und/oder eine Nutzlast 24 in dem vorderen Abschnitt des Luftfahrzeugs hat, drei Triebwerke 8 und einen Heckabschnitt 22 in dem hinteren Teil des Luftfahrzeugs sowie das verbesserte Brennstoffaufbewahrungssystem nach der Erfindung, das einen Flüssigwasserstofftank 4 umfaßt, der von einem Kohlenwasserstofftank 20 umgeben ist, sowie Flüssigoxidatortanks 6, welche in der Mitte des hinteren Abschnitts des Luftfahrzeugs angeordnet sind. Bei jeder Luftfahrzeugkonstruktion können die verbesserten Vortriebssysteme und Verfahren nach der Erfindung benutzt werden.

Gemäß den Fig. 1 und 2 ist flüssiger und/oder pastiger Wasserstoff in dem Flüssigwasserstofftank 4 des raketengetriebenen Luftfahrzeugs oder Flugzeugs 10 enthalten und steht darin unter Druck. Pastiger Wasserstoff ist eine Kombination aus flüssigem und festem Wasserstoff. Der Kohlenwasserstofftank 20 umgibt den Flüssigwasserstofftank 4. Der hier benutzte Begriff Flüssigwasserstofftank 4 beinhaltet eine vakuumunabhängigen, inneren Tank zum Aufnehmen eines kryogenen Brennstoffs, wie beispielsweise Wasserstoff, der normalerweise eine kryogene Vakuumisolationskammer oder ein Kryovakuumisoliergefäß erfordert, und der Kohlenwasserstofftank 20 ist ein vakuumunabhängiger, äußerer Tank, der den inneren Tank umgibt, um einen zweiten Brennstoff aufzunehmen, beispielsweise einen Brennstoff, der einen niedrigen Gefrierpunkt und einen hohen Siedepunkt hat und als Isolator für den kryogenen Brennstoff in dem inneren Tank 4 dient.

Beispiele für Brennstoffe, die einen niedrigen Gefrierpunkt haben, sind solche mit einem Gefrierpunkt in dem Bereich von etwa -191°C (150°R) bis etwa -163°C (200°R) und einem hohen Siedepunkt von etwa -121°C (275°R) bis etwa -37°C (425°R).

Kohlenwasserstoffbrennstoffe, ob als Flüssigkeit oder als Gas und in den vorgenannten Gefrierpunkt- und Siedepunktbereich fallend, bilden die erforderliche Wärmesperrschicht, die notwendig ist, um ein Verkochen des Wasserstoffs zu verhindern. Die Isolation in der Wand, welche den Flüssigwasserstofftank 4 und den Kohlenwasserstofftank 20 trennt, reicht aus, um ein Gefrieren des Kohlenwasserstoffs durch den Flüssigwasserstoff während der Zeitspanne zu verhindern, die für Flugoperationen normalerweise erforderlich ist. Bei einem absoluten Tankdruck von 1,38 bar (20 p.s.i.a.) absorbiert Flüssigwasserstoff bei einer Temperatur von -255°C (36°R) 6,30 J (5BTU) pro 0,45 kg (1 pound), und pastiger Wasserstoff bei einer Temperatur von -261°C (25°R) absorbiert 31,50 J (25 BTU) pro 0,45 kg (1 pound), bevor es zum Sieden kommt. Zusätzlich zu dem niedrigen Gefrierpunkt muß der Kohlenwasserstoff einen hohen Siedepunkt (niedrigen Dampfdruck) haben, damit er in großen Höhen nicht unter Druck gesetzt werden muß. Gemäß der Erfindung ist es akzeptabel, ihn mit weniger als etwa 0,14 bar (2 p.s.i.a.) absolutem Druck (über dem Umgebungsdruck) zu beaufschlagen. Der niedrige Dampfdruck des Kohlenwasserstoffbrennstoffes gestattet, den Kohlenwasserstofftank 20 nach Bedarf zu formen. Demgemäß kann der Kohlenwasserstofftank 20 so geformt werden, daß das Luftfahrzeug 10 einen reduzierten Luftwiderstand hat und eine reduzierte atmosphärische Reibungserhitzung erfährt.

Kohlenwasserstoffbrennstoffe, die gemäß den vorgenannten Parametern benutzt werden können, um die notwendige Isolation für den Flüssigwasserstoff zu schaffen, umfassen Ethylen, Ethan, Propylen, Propan und Gemische derselben. Da diese Brennstoffe kryogene Brennstoffe sind, kann der Brennstoff in dem äußeren Tank 20 ebenfalls ein kryogener Brennstoff sein. Die folgende Tabelle zeigt Beispiele von typischen Kohlenwasserstoffbrennstoffen, die in einem Kohlenwasserstoff- Kohlenstofftank 20 gemäß der Erfindung benutzt werden können.

Tabelle

Kohlenwasserstoffbrennstoffe

Die Brennstoffe, die in obiger Tabelle gezeigt sind, können nach Bedarf unterkühlt werden, um ihren Dampfdruck zu reduzieren und ihr Sieden in großer Höhe zu vermeiden. Beispielsweise können die Brennstoffe in der obigen Tabelle auf -141°C (240°R) unterkühlt werden. Die Flüssigkeitsdichte bei -141°C (240°R) ist für jeden Kohlenwasserstoffbrennstoff in der Tabelle angegeben.

Der innere Tank 4 zum Aufnehmen von Flüssigwasserstoff ist gemäß der Darstellung in den Fig. 1 und 2 insgesamt zylindrisch. In bevorzugten Ausführungsformen ist der Tank 4 ein langgestreckter zylindrischer Tank, der sich im wesentlichen von dem Cockpit- und Frachtabschnitt 24 des Flugzeugs 10 über die gesamte Länge des Flugzeugs bis zu dem Raketenabschnitt des Flugzeugs erstreckt. Beispielsweise ist der Tank 4 im allgemeinen mittig in dem Flugzeug angeordnet, wie es in Fig. 2 gezeigt ist, und erstreckt sich ungefähr von einer Linie 26 bis zu einer Linie 28 in dem Flugzeug 10, wie es in Fig. 1 gezeigt ist. Eine Flüssigwasserstoffbrennstoffleitung 16 ist mit einer herkömmlichen Flüssigwasserstoffpumpe 18 verbunden, um Flüssigwasserstoff den geeigneten Leitungen und Verteilern zur Verteilung auf die Brennstoffleitungen und -kanäle in den Vortriebssystemen nach der Erfindung zuzuführen. Es sind zwar in Fig. 1 nur eine Flüssigwasserstoffbrennstoffleitung und nur eine Flüssigwasserstoffpumpe gezeigt, es können jedoch irgendeine Anzahl von Brennstoffleitungen und -pumpen sowie Hilfsausrüstung und Steuereinrichtungen zum Verteilen des Flüssigwasserstoffes benutzt werden.

Der Flüssigwasserstofftank 4 kann aus irgendwelchen Isoliermaterialien aufgebaut sein, von denen eine akzeptable Dicke verhindern wird, daß der Flüssigwasserstoff den Kohlenwasserstoff in dem Tank 20 über einer für Flugoperationen ausreichenden Zeitspanne zum Gefrieren bringt. Gemäß der Darstellung in Fig. 3 weist die typische leichtgewichtige Wandkonstruktion des Flüssigwasserstofftanks 4 Graphit-Epoxidharzwände 38 auf, die vorzugsweise faserverstärkt sind, beispielsweise mit Graphitfasern, welche durch ein Isoliermaterial 40 voneinander getrennt sind. Das Isoliermaterial kann beispielsweise etwa 25 mm (1 Zoll) Polyurethanschaum sein, der in flüssiger Form eingespritzt und zwischen den Graphit-Epoxidharzwänden 38 zur Polyurethanisolation 40 ausgehärtet worden ist. Zu anderen typischen Isoliermaterialien, welche die niedrigen Temperaturen aushalten können, gehört beispielsweise verdichtete Silika. Das Isoliermaterial 40 verhindert das Erstarren des flüssigen Kohlenwasserstoffes in dem Tank 20 durch den Flüssigwasserstoff in dem Tank 4. Die innere Oberfläche des Flüssigwasserstofftanks 4 ist vorzugsweise mit einem Material belegt oder überzogen, welches die Diffusion von Wasserstoff durch die Wände 38 verhindert. Beispielsweise ist als Überzug 42 auf der inneren Wand 38 des Tanks 4 eine Metallfolie geeignet, die aus einer Eisen-Nickel-Legierung besteht, welche etwa 40% bis etwa 50% Nickel enthält und einen niedrigen Wärmeausdehnungskoeffizienten aufweist. Eine bekannte, im Handel erhältliche Folie, die für diesen Zweck benutzt werden kann, ist Invar®.

Gemäß der Erfindung ist die äußere Wand des äußeren Tanks, d. h. die äußere Wand des äußeren Tanks 20 die Haut 30 des Flugzeugs 10. Daher ist die äußere Wand des äußeren Tanks 20 der aerodynamischen Form des Flugzeugs 10 angepaßt. Die Haut 30 des Flugzeugs 10, die die äußere Wand des Kohlenwasserstofftanks 20 darstellt, ist vorzugsweise etwa 25 mm (1 Zoll) dick und hat die Form eines Isogitters. Übliche Hautmaterialien sind bekannt. Beispielsweise können Hochtemperatur (etwa 871°C oder 1600°F) -Materialien wie Titanaluminid oder gewisse Nickelsuperlegierungen wie zum Beispiel Rene 41 als Haut des Flugzeuges benutzt werden. Die äußere Haut 30 ist mit einem Hochtemperatur-Isoliermaterial 36 verklebt, beispielsweise der im Handel erhältlichen Wärmeisolation Min-K®, die mit Fassermedien und sehr feinem, wärmebeständigem Teilchenmaterial verstärkt ist und eine mikroporöse Struktur mit sehr niedriger Wärmeleitfähigkeit und sehr geringem Wärmeausbreitungsvermögen hat. Alternativ kann auch zum Beispiel verdichtete Silika, die Fasermedien und sehr feines, wärmebeständiges Teilchenmaterial enthält, die ein mikroporöses Gefüge mit geringer Wärmeleitfähigkeit und geringem Wärmeausbreitungsvermögen hat, als das Hochtemperatur-Isolationsmaterial 36 benutzt werden. Die innere Oberfläche der äußeren Wand des Tanks 20 ist ebenfalls mit einem geeigneten Material bedeckt, um die Strahlung zu reduzieren. Beispielsweise kann eine Eisen-Nickel-Legierung, die etwa 40% bis etwa 50% Nickel enthält, in Form einer Folie als Strahlungssperrschicht 34 und Überzug 34 auf der Wand des Kohlenwasserstofftanks 20 benutzt werden. Die Folie 34, laminiert mit der Hochtemperaturisolation 36, reduziert ebenfalls die Strahlung. Die Metallfolie 34 wird ebenfalls benutzt, um Wärmeausdehnungsgradienten in dem Tank zu reduzieren.

Zum Vermeiden des Gefrierens von Feuchtigkeit auf der äußeren Haut 30 des Flugzeugs 10 wird Ausblasegas in den Zwischenräumen 32 der Isogitterstruktur 31 benutzt. Beispielsweise kann warmer, gasförmiger Stickstoff als Ausblasegas durch die Zwischenräume 32 des Isogitters 31 geleitet werden, um die äußere Haut 30 zu erwärmen.

Die Erfindung schafft ein Verfahren zum Lagern von Brennstoffen in einem Flugzeug, das ein Vortriebssystem hat, bei dem ein Doppelbrennstoffsystem benutzt wird, wobei einer der Brennstoffe ein kryogener Brennstoff ist, der normalerweise eine Kryovakuumisolation erfordert, was beinhaltet, den kryogenen Brennstoff, der normalerweise einen Kryovakuumbehälter erfordert, in einen inneren, vakuumunabhängigen Tank einzubringen, und einen zweiten Brennstoff, der einen niedrigen Gefrierpunkt und einen hohen Siedepunkt hat, in dem den innerenTank umgebenden Bereich unterzubringen, wodurch der zweite Brennstoff ein Isolator für den kryogenen Brennstoff in dem inneren Tank ist.

Gemäß Fig. 1 ist die Kohlenwasserstoffbrennstoffleitung 17 mit einer Kohlenwasserstoffbrennstoffpumpe 15 verbunden, um Kohlenwasserstoffbrennstoff den geeigneten Leitungen und Verteilern gemäß der Erfindung zuzuführen. Eine Flüssigsauerstoffbrennstoffleitung 12 liefert den geeigneten Leitungen und Verteilern Flüssigsauerstoff mittels einer Flüssigsauerstoffbrennstoffpumpe 14. Alle herkömmlichen Brennstoffversorgungssysteme einschließlich Brennstoffleitungen, Brennstoffpumpen und Brennstoffverteilern sowie Mehrfachanordnungen derselben und Steuereinrichtungen sowie Hilfsausrüstung (nicht dargestellt) können benutzt werden, um die Vortriebssysteme nach der Erfindung mit Brennstoffen und Oxidator zu versorgen.

Fig. 4 zeigt die Querschnittansicht eines typischen Raketengehäuses 8, das so konstruiert ist, daß die besondere Klasse von Brennstoffen gemäß der Erfindung benutzt werden kann. Das Raketengehäuse 8 kann als Teil eines Raketenmotors, als Teil eines normalen Staustrahltriebwerks oder als Teil eines Staustrahltriebwerks mit Überschallverbrennung benutzt werden. Ein Gemisch aus Wasserstoff und Kohlenwasserstoff, welche aus den Tanks 4 bzw. 20 gemäß Fig. 1 über zugeordnete Brennstoffleitungen und Brennstoffpumpen geliefert werden, wird einem Verteiler 50 zugeleitet. Der Verteiler 50 ist vorzugsweise umfangsmäßig um die Düse des Raketenmotors 8 angeordnet und steht mit einem Brennstoffhohlraum oder -kanal 56 zwischen einer Brennstoffwand 54 und einer Wand 52 in Verbindung. Die Wände 54 und 52 bilden einen Düsenhals 62 und eine Brennkammer 64 des Raketengehäuses 8. Der Brennstoffkanal 56, der mit Brennstoff aus dem Verteiler 50 versorgt wird und in dem der Brennstoff in der Richtung von Pfeilen 58 strömt, befindet sich benachbart zu dem und um den Brennkammerabschnitt oder die Brennkammer, welche als der Bereich 64 in Fig. 4 dargestellt ist, und den Düsenhals, der insgesamt als der Bereich 62 in Fig. 4 gezeigt ist. In bevorzugten Ausführungsformen umgibt der Brennstoffkanal 56 das gesamte Raketengehäuse, so daß der Brennstoff der Brennkammer aus dem gesamten Umfang des Raketengehäuses zugeführt wird. Der Brennstoffkanal kann irgendeine geeignete Abmessung haben, die ausreicht, um eine ausreichende Zufuhr von Brennstoff zu der Brennkammer zu gestatten, und durch den Fachmann leicht ermittelt werden kann.

Gemäß der Erfindung bestehen die Brennstoffwand oder äußere Wand 54 und die innere Wand 52, welche auch als Düsenwandauskleidung 52, Düsenhalsauskleidung 52 und Brennkammerauskleidung 52 bezeichnet werden, je nach ihrer Lage in dem Raketengehäuse 8, aus gewebter Siliziumkarbidfaser. Die Siliziumkarbidfasern oder -filamente sind gewebt und leiten in dem Fall der inneren Wand 52 Wärme aus der Brennkammer 64 und dem Düsenhals 62 zu dem Brennstoffkanal 56, wodurch sie Wärme für die endotherme Pyrolyse des Brennstoffes in dem Brennstoffkanal 56 liefern. Die Hochtemperatur-Siliziumkarbidfasern sind bekannt und werden hauptsächlich in einer Umfangsrichtung gewickelt, um eine Hochdruckhülle für den Raketenmotor zu schaffen. Die Siliziumkarbidfasern können bis zu etwa 1204°C (2200°F) ohne Kühlung funktionieren.

Bei bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung besteht die innere Wand 52, d. h. die Düsenhalsauskleidung und die Brennkammerauskleidung aus einem Siliziumkarbidfasergewebe, das eine Porosität zum wahlweisen Steuern der Diffusion von Wasserstoff aus dem Kanal 56 durch die Wand 52 hindurch in die Brennkammer 64 und den Düsenhals 62 hat. Die äußere Wand 54 des Brennstoffkanals 56 besteht aus Hochtemperatur-Siliziumkarbidfasergewebe und ist nicht porös, so daß der Wasserstoff nicht durch die Wand 54 diffundieren wird. Die Wand 52 ist porös, so daß Wasserstoff in dem Brennstoffkanal 56, der sich auf einem höheren absoluten Druck von beispielsweise 276 bar (4000 p.s.i.a.) befindet, durch die Wand 52 in den Düsenhals und die Brennkammer gehen oder diffundieren kann, die einen absoluten Druck hat, der kleiner ist als der absolute Druck des Brennstoffes in dem Brennstoffkanal 56, zum Beispiel 207 bar (3000 p.s.i.a.). Diese Diffusion von Wasserstoff durch die Wand 52 in die inneren Kammern des Raketengehäuses 8 führt zu einer Filmkühlung, was durch einen Pfeil 90 und eine Schicht 92 in Fig. 6 gezeigt ist.

Gemäß der Darstellung in Fig. 6, welche einen vergrößerten Teil der Brennkammerauskleidung 52 zeigt, geht oder diffundiert Wasserstoffgas 90 durch die Brennkammerauskleidung oder die Düsenhalsauskleidung 52 hindurch in die Brennkammer oder die Düsenhalskammer, indem er durch die poröse, kontinuierlich gewickelte Siliziumkarbidfaserwand 52 diffundiert, um einen Film 92 aus Wasserstoff auf der Seite der Wand zu bilden, die der Brennkammer und dem Düsenhals zugewandt ist. Die Diffusion von Wasserstoff durch die Wand 52 führt zur Schwitzkühlung durch das Wandern des unter Druck stehenden Wasserstoffes durch die Wand hindurch, wie es oben erläutert worden ist, und ist wegen der Porosität der Wand möglich. Es ist dieser Effekt, der dazu beiträgt, die Temperatur der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung 52 auf einem Wert zu halten, der niedriger ist als die Zerfallstemperatur der Siliziumkarbidfilamente, beispielsweise die Temperatur der Wand 52 auf weniger als etwa 982°C (1800°F) bis etwa 1204°C (2200°F) zu halten.

Beim Herstellen der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung für ein Raketengehäuse, das eine Brennkammer, Treibstoffeinspritzvorrichtungen, einen Düsenhals und eine Düse aufweist, einen Brennstoffkanal, in welchem Brennstoff endotherm pyrolysiert wird, sich der Brennstoffkanal benachbart zu der Brennkammer und dem Düsenhals befindet und diese umgibt, und eine Einrichtung vorgesehen ist zum Erzeugen einer Brennstoffströmung in dem Brennstoffkanal, werden die Siliziumkarbidfasern in mehreren Schichten in einem Muster gewebt, welches den Hochdruckeinschluß für die Brennkammer und Düsenhals fördert, und die gewebten Siliziumkarbidfasern werden in die Form einer Brennkammer und eines Düsenhalses gebracht. Somit werden die Wände 52 und 54 hergestellt durch Integrieren von Filamenten oder Fasern aus Siliziumkarbid, vorzugsweise in Schichten, die umfangsmäßig in einem kontinuierlichen gewebten Muster gewickelt werden. Die Filamente oder Fasern aus Siliziumkarbid fördern nicht nur den Hochdruckeinschluß für die Brennkammer und den Düsenhals, sondern dienen auch zur Wärmeableitung aus dem Brennkammerbereich 64 und dem Düsenhalsbereich 62 des Raketengehäuses 8. Beim Wickeln der Filamente oder Fasern aus Siliziumkarbid können herkömmliche Techniken wie das Wickeln von Fasern um einen festen Kern ohne weiteres angewandt werden, und das Webmuster kann gewählt werden, um die Porosität zu schaffen, welche für die Wand 52 erforderlich ist, und die Nichtporosität, die für die Wand 54 erforderlich ist. Die gewickelten und geformten Siliziumkarbidfasern können leicht zusammengefügt werden, um den Brennstoffkanal 56 mit optimalen Abmessungen herzustellen, indem herkömmliche Techniken angewandt werden.

Zum Erzielen der gewünschten Porosität für das ausgewählte Kontrollieren der Diffusion von Wasserstoff durch die gewebte Siliziumkarbidwand 52 können verschiedene bekannte Techniken benutzt werden, beispielsweise chemisches Aufdampfen und/oder chemische Dampfinfiltration können angewandt werden, um die gewickelten oder gewebten Siliziumkarbidfasern mit Organometallen zu beschichten oder zu infiltrieren, welche die Diffusion von Wasserstoff durch das gewebte Siliziumkarbid selektiv gestatten.

Gemäß den Fig. 4 und 5 ist gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung eine Reihe von Strömungsleitschaufeln 80 in dem Brennnstoffkanal 56 vorgesehen, um den Brennstoff, der in dem Brennstoffkanal 56 strömt, in der Richtung von Pfeilen 58 in Umfangsrichtung zu leiten, wodurch der Brennstoff einen längeren Weg durch den Kanal 56 zurücklegt, wodurch die Verweilzeit des Brennstoffes in dem Kanal verlängert wird, um die Wärmeübertragung auf das Fluid und/oder Gas zu fördern und die Reaktionszeit für die endotherme Pyrolyse des Brennstoffes auszudehnen. Die Drallbleche 80 versetzen den gasförmigen Brennstoff, zum Beispiel Wasserstoff und Kohlenwasserstoff, in schnelle Drehung, um die Wärmeübertragung zu fördern. Die Drallbleche 80 können als ein integraler Bestandteil der äußeren Wand 54 ausgebildet oder einzeln an der äußeren Wand 54 befestigt sein. Die Drallbleche können aus jedem geeigneten Material bestehen, welches die Temperaturen und Drücke in dem Brennstoffkanal 56 aushalten kann, und vorzugsweise bestehen sie aus Lagen oder Laminaten der gewebten Hochtemperatur Siliziumkarbidfilamente oder -fasern. Die Strömungsleitschaufeln 80 sind so angeordnet, daß sie den Brennstoff in Drehung versetzen, wenn dieser sich aus der Richtung des Verteilers 50 zu dem Brennkammerabschnitt 64 des Raketengehäuses 8 bewegt. Die Strömungsleitschaufeln können in dem gesamten Brennstoffkanal oder in irgendwelchen Abschnitten desselben vorgesehen sein. Bei den bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung sind jedoch die Strömungsleitschaufeln 80 wenigstens in dem Brennstoffkanal 56 in dem Bereich der Brennkammer 64 angeordnet.

Brennstoffeinspritzöffnungen 68, vorzugsweise in Form von kreisförmigen Löchern in der Wand 52 in dem Bereich der Brennkammer 64, sind in der Wand 52 so angeordnet, daß sie die Drallbewegung des heißen gasförmigen Brennstoffes, welche durch Pfeile 78 dargestellt ist, forsetzen oder fördern, wenn dieser aus dem Brennstoffkanal 56 in die Brennkammer geht. Jede gewünschte Anzahl von Brennstoffeinspritzöffnungen 68 kann bei der Erfindung benutzt werden. Bei den meisten Ausführungsformen ist die Einspritzgeschwindigkeit des heißen gasförmigen Brennstoffes in die Brennkammer größer als etwa 305 m/s (1000 Fuß pro Sekunde) bei einem Druckabfall von etwa 69 bar (1000 p.s.i.). Mehrere Brennstoffeinspritzlöcher 68 sind in der Brennkammerauskleidung 52 vorgesehen, um Brennstoff in die Brennkammer in einer Richtung einzuspritzen, welche die Umfangsbewegung des Brennstoffes fördert. Bei den bevorzugten Ausführungsformen, bei denen die Brennkammerauskleidung im Querschnitt im wesentlichen kreisförmig ist, sind die Brennstoffeinspritzlöcher in der Brennkammerauskleidung unter einem Winkel von weniger als 90° gegen die senkrechte Linie ausgerichtet, welche an die Tangente der Brennkammerauskleidung gezogen wird. Bei den meisten Ausführungsformen liegt dieser Winkel zwischen etwa 30° und etwa 60°, jeder Winkel von weniger als 90°, der ausreicht, um die Umfangsbewegung des Brennstoffes zu fördern, wenn er aus dem Brennstoffkanal in die Brennkammer eintritt, kann aber benutzt werden.

Das Vortriebssystem nach der Erfindung hat außerdem eine Einrichtung zum Einleiten von Oxidator, zum Beispiel Flüssigwasserstoff, aus einer Oxidatorleitung 72, die mit Oxidator aus den Oxidatortanks 6 empfängt, wie es in den Fig. 1 und 2 gezeigt ist. Der Oxidator wird in die Brennkammer über Oxidatoreinspritzöffnungen 66 eingeleitet, wie es in den Fig. 4 und 5 gezeigt ist. Die Oxidatorleitung 72 ist in der Brennkammer mittig angeordnet und weist mehrere Oxidatoreinspritzlöcher oder -öffnungen 66 auf, um den Oxidator dem Mittelpunkt der Brennkammer zuzuführen. Der Oxidator wird vorzugsweise in die Brennkammer in einer Richtung eingespritzt, welche die Umfangsbewegung des Oxidators fördert, wenn dieser aus der Oxidatorleitung 72 in die Brennkammer eintritt, so daß der Brennstoff und der Oxidator in der Kammer vor und während der Verbrennung vermischt werden. Bei den bevorzugten Ausführungsformen ist die Einrichtung zum Einleiten von Oxidator in die Brennkammer im Querschnitt im wesentlichen kreisförmig, und die Oxidatoreinspritzlöcher oder -öffnungen 66 sind unter einem Winkel von weniger als 90° gegen die senkrechte Linie ausgerichtet, welche zu der Tangente der Einrichtung zum Einleiten des Oxidators in die Kammer gezogen wird. Bei den bevorzugten Ausführungsformen liegt der Winkel der Oxidatoreinspritzöffnungen zwischen etwa 30° und etwa 60°, es kann aber jeder Winkel benutzt werden, der ausreicht, um die Umfangsbewegung des Oxidators zu fördern, wenn dieser in die Brennkammer eintritt.

In manchen bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung umfaßt das Vortriebssystem eine Ausrichtung der Brennstoffeinspritzöffnungen 66 auf die Oxidatoreinspritzöffnungen 68, um das Überlappen von Brennstoff und Oxidator zu fördern, wenn er in die Kammer eintritt, d. h. die Brennstoffeinspritzöffnungen und die Oxidatoreinspritzöffnungen sind gestaffelt, um das Überlappen von Brennstoff und Oxidator in der Brennkammer zu fördern und außerdem das Vermischen des Oxidators und des Brennstoffes vor und während der Verbrennung zu fördern. Auf diese Weise sind der durch die Einspritzöffnungen 68 eingespritzte Brennstoff und der durch die Einspritzöffnungen 66 eingespritzte Oxidator geschichtet, so daß eine Durchdringung zwischen den Treibstoffen und dem Oxidator vor und während der Verbrennung erfolgt. Auf diese Weise werden ein Zustand guter Vermischung und eine schnelle Verbrennung erzielt, wenn das Brennstoffgemisch gezündet wird.

Die Oxidatoreinspritzleitung 72 ist eine poröse Büchse, die vorzugsweise aus gewebten Siliziumkarbidfasern hergestellt ist. Wasserstoff 70 wird über die Wasserstoffeinspritzleitung 74 eingeleitet. Die poröse Wasserstoffeinspritzleitung 74 sorgt außerdem für die Schwitzkühlung der Einspritzleitung 74, wie es oben für die Brennkammerauskleidung 52 und den Düsenhals 52 beschrieben worden ist. Der Wassserstoff 70, der über Wasserstoffeinspritzöffnungen 76 eingeleitet wird, vermischt sich ebenfalls mit dem Oxidator, um die Verbrennung einzuleiten und die Sauerstoffeinspritzleitung zu kühlen.

Bei gewissen Ausführungsformen der Erfindung erfolgt die Umfangsbewegung des Brennstoffes aus den Brennstoffeinspritzlöchern in der Brennkammerauskleidung im wesentlichen im Uhrzeigersinn, und die Umfangsbewegung des Oxidators durch die Oxidatoreinspritzlöcher in die Brennkammer erfolgt im wesentlichen im Gegenuhrzeigersinn. Bei anderen Ausführungsformen erfolgt die Umfangsbewegung des Brennstoffes durch die Brennstoffeinspritzlöcher in der Brennkammerauskleidung im wesentlichen im Gegenuhrzeigersinn, und die Umfangsbewegung des Oxidators durch die Oxidatoreinspritzlöcher in der Einrichtung zum Einleiten von Oxidator erfolgt im wesentlichen im Uhrzeigersinn.

Die Erfindung schafft außerdem ein Vortriebssystem, bei dem ein Kohlenwasserstoffbrennstoff benutzt wird, wobei Einrichtungen vorgesehen sind für einen hohen Wärmefluß zu der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung und wobei die Wärme aus der Verbrennung in dem Raketengehäuse oder aus der Brennkammer und dem Düsenhals stammt, wodurch die Temperatur der Auskleidungen deren thermische Grenzen aufgrund der Verbrennung innerhalb des Raketengehäuses übersteigt, und eine Einrichtung zum Kühlen der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung durch endotherme Pyrolyse des Kohlenwasserstoffes in dem Brennstoffkanal. Zusätzlich zur Konvektions- und zur Filmkühlung durch den Brennstoff, was oben erläutert worden ist, wird der Kohlenwasserstoff durch endotherme Pyrolyse in dem Brennstoffkanal 56 vor der Verbrennung zersetzt, gekrackt und/oder dehydriert. Beispielsweise führt die Verwendung von Ethylen (C₂H₄) zu folgender Reaktion in dem Brennstoffkanal in Gegenwart von Wärme und in Abwesenheit eines Katalysators:

Die obige endotherme Reaktion ergibt 0,9 kg (2 pounds) Wasserstoffgas und 11,8 kg (26 pounds) Acetylen (C₂H₂)-Gas aus 12,7 kg (28 pounds) Ethylen (C₂H₄). Die während der Reaktion absorbierte Wärme beträgt 3040,4 J (2413 BTU) pro 0,45 kg (1 pound) Ethylen. Wegen seiner extrem hohen Verbrennungstemperatur ist Acetylen nur Wasserstoff hinsichtlich des maximalen Raketenschubes und des besonderen Impulses unterlegen. Daher ist gemäß der Erfindung Acetylen das bevorzugteste Produkt, das aus der endothermen Pyrolyse der Kohlenwasserstoffe resultiert.

Wie oben dargelegt umfassen, wenn der Kohlenwasserstoff Ethylen ist, die Produkte der endothermen Pyrolyse Acetylen und Wasserstoff. Wenn der Kohlenwasserstoffbrennstoff Ethan ist, umfassen die Produkte der endothermen Pyrolyse Methan, Acetylen und Wasserstoff sowie Spurenmengen von verschiedenen anderen Kohlenwasserstoffen. Wenn der Kohlenwasserstoff Propylen ist, umfassen die Produkte der endothermen Pyrolyse Methan, Ethan, Ethylen, Acetylen und Wasserstoff sowie Spurenmengen von anderen Kohlenwasserstoffprodukten. Wenn der Kohlenwasserstoffbrennstoff Propan ist, umfassen die Produkte der endothermen Pyrolyse Methan, Ethan, Ethylen, Acetylen, Propylen und Wasserstoff sowie Spurenmengen von verschiedenen anderen Kohlenwasserstoffprodukten. Selbstverständlich liegt es im Rahmen der Erfindung verschiedene Gemische der vorgenannten Kohlenwasserstoffe zu benutzen. In jedem Fall sind die Kohlenwasserstoffe, die gemäß der Erfindung benutzt werden, diejenigen, deren endotherme Pyrolyse ein Brennstoffprodukt ergibt, das höhere Verbrennungsgeschwindigkeiten hat, ein Brennstoffprodukt, das höhere Verbrennungstemperaturen hat, und/oder ein Brennstoffprodukt, das ein niedrigeres Molekulargewicht als der Kohlenwasserstoffbrennstoff hat, aus dem es gewonnen wird. Wie oben dargelegt werden die Brennstoffprodukte in dem Brennstoffkanal 56 in Gegenwart von Wärme gebildet, welche in der Brennkammer und in dem Düsenhals erzeugt wird und durch die Wand 52 hindurchgeleitet wird.

In Verbindung mit dem Kohlenwasserstoffbrennstoff kann ein Katalysator benutzt werden, um die Zersetzung des Kohlenwasserstoffbrennstoffes zu beschleunigen und so eine zusätzliche endotherme Kühlung der Wand 52 zu bewirken, wobei sich in gewissen Fällen, beispielsweise in dem Fall von Acetylen, ein überlegenes Raketenbrennstoffprodukt aus der endothermen Pyrolyse ergibt. Zum Beispiel kann die Katalysatoreinrichtung für die endotherme Pyrolyse ein Katalysatorbett 84 in dem Brennstoffkanal 56 sein, wie es in Fig. 5 gezeigt ist, wo der Katalysator 84 in Form von Kügelchen gezeigt ist, die in dem Kanal angeordnet sind. Der Katalysator kann auch ein Überzug auf einer Wand in dem Brennstoffkanal 56 sein, beispielsweise der Wand 54 und/oder der Wand 52. Der Katalysator kann auch in dem Kohlenwasserstoffbrennstoff eingebaut sein, so daß, wenn der Brennstoff durch den Brennstoffkanal 56 getrieben wird, der Katalysator in dem Brennstoff die endotherme Pyrolyse des Kohlenwasserstoffbrennstoffes beschleunigt. Jeder übliche Katalysator, der auf dem Gebiet der endothermen Pyrolyse und des Krackens bekannt ist, kann bei der Erfindung benutzt werden, einschließlich Katalysatoren wie Platin und Palladium.

Bei dem vorgenannten Verfahren wird der Brennkammer und dem Düsenhals über die Wand 52 Wärme entzogen und auf den Brennstoff in dem Brennstoffkanal 56 und dann wieder zurück zu der Brennkammer mittels der Brennstoffeinspritzöffnungen 68 übertragen. Es gibt keinen Verlust oder Gewinn an Wärmeenergie, die Wand 52 wird aber durch die endotherme Reaktion gekühlt, und günstigere Verbrennungstemperaturen und Verbrennungsprodukte werden erzielt, wodurch sich eine höhere Raketendüsengeschwindigkeit und höherer Schub ergeben.

Die Erfindung schafft demgemäß ein Verfahren zum Verbessern des Brennstoffsystems eines Vortriebssystems mit einem Raketengehäuse mit einer Brennkammer, die eine Brennkammerauskleidung und einen Abgasdüsenhals mit einer Düsenhalsauskleidung hat, mit einem Brennstoffkanal benachbart zu der und um die Brennkammerauskleidung und die Düsenhalsauskleidung, wobei der Kohlenwasserstoffbrennstoff durch den Brennstoffkanal hindurchgeleitet wird; Wärme aus der Verbrennung des Brennstoffes in der Brennkammer wird dem Brennstoffkanal durch Abstrahlung über die Brennkammerauskleidung und die Düsenhalsauskleidung zugeführt; und der Kohlenwasserstoffbrennstoff wird auf eine Temperatur erhitzt, die ausreicht, um die endotherme Pyrolyse des Kohlenwasserstoffes in dem Brennstoffkanal zu bewirken, wodurch die Wärme, die der Brennkammer über die Brennkammerauskleidung und die Düsenhalsauskleidung entzogen wird, die Temperatur in der Brennkammer an der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung reduziert, so daß die thermischen Grenzwerte der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung nicht überschritten werden.

Zusätzlich zu der Treibstoffströmungsgeschwindigkeit, die den Verbrennungsdruck bestimmt (Raketendüsenhals abgedrosselt bei Schallgeschwindigkeit), und dem Mischungsverhältnis, das die Verbrennungstemperatur bestimmt, kann das Verhältnis von Wasserstoff zu Kohlenwasserstoffbrennstoff verändert werden, um die strukturelle Temperatur (zusätzlich zu dem Raketenschub) zu steuern. Überschüssiger Wasserstoff verstärkt die Filmkühlung, reduziert die Verbrennungstemperatur (reiches Brennstoffgemisch), reduziert die Abstrahlung von den Kohlenstoffverbindungen (Kohlenwasserstoffbrennstoff) und fördert die Bildung von Wasser realtiv niedrigen Molekulargewichts. Das Verhältnis von Wasserstoff zu Kohlenwasserstoff kann durch den Fachmann so eingestellt werden, daß die erwünschteste Kombination der vorgenannten Variablen erzielt wird, in den meisten Fällen wird aber ein Massenverhältnis von 50 Gew.-% Wasserstoff zu 50 Gew.-% Kohlenwasserstoff als insgesamt erwünscht angesehen.

Die Erfindung sorgt für eine systematische Ausnutzung der Kohlenwasserstoff- und Wasserstoffbrennstoffe, und es gibt keine Beschränkungen hinsichtlich der Maßnahmen, durch die der Kohlenwasserstoff zersetzt oder in eine andere Form von Kohlenwasserstoff umgewandelt wird. Zum Beispiel ist die Umwandlung von Ethylen oder Ethan in Acetylen bekannt. Diese Umwandlung beinhaltet jedoch typisch die Schwierigkeit, die maximale Umwandlungsausbeute (etwa 70% Gewichtsausbeute Acetylen aus Ethylen) innerhalb einer kurzen Zeit (weniger als 5 ms) bei erhöhten Temperaturen zu erzielen. Weiter kann der Umwandlungsprozeß, ob pyrolytisch und/oder katalytisch, unerwünschte Kohlenstoffprodukte ergeben, wie beispielsweise Kohlenstoff-Kohlenstoff-Moleküle (Verkokung) oder Metallcarbide (aus dem Katalysator). Eine besonders unerwünschte Reaktion ist die Acetylendetonation als Ergebnis der Kohlenstoff-Kohlenstoff-Polymerisation.

Gemäß einem Aspekt der Erfindung werden die Kohlenwasserstoffe in günstigere Produkte umgewandelt, d. h. in Brennstoffprodukte die höhere Verbrennungsgeschwindigkeiten, höhere Verbrennungstemperaturen und/oder niedrigere Molekulargewichte haben, und zwar durch thermische Umwandlung bei etwa 927°C (1700°F) bis etwa 1204°C (2200°F) unter Verwendung des bereits verfügbaren Wasserstoffbrennstoffes in dem Brennstoffgemisch, das der Verteiler 50 liefert, um eine molekulare Reaktion zu beschleunigen, bei der ein einzelnes Wasserstoffmolekül aus dem Kohlenwasserstoff dissoziiert und sich mit zwei Wasserstoffatomen aus dem Kohlenwasserstoff vereinigt, um ein erwünschteres Produkt wie beispielsweise Acetylen zu bilden. Die Aktivierungsenergie wird reduziert, und die Umwandlungsgeschwindigkeit wird beschleunigt. Darüber hinaus puffert der übermäßige Wasserstoff die Bildung von Kohlenstoff-Kohlenstoff-Molekülen einschließlich der Kohlenstoffpoylmerisation, weil Wasserstoffmoleküle in den mittleren freien Weg von freien Kohlenstoffatomen passen und deshalb ein Kohlenstoffatom gegenüber einem anderen Kohlenstoffatom blockieren. Selbstverständlich kann eine zusätzliche Katalysatoreinrichtung auch in Verbindung mit der Einrichtung zum Kühlen der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung durch endotherme Pyrolyse des Kohlenwasserstoffes in Gegenwart von Wasserstoff in dem Brennstoffkanal benutzt werden, wodurch der Wasserstoff in dem Brennstoff die Geschwindigkeit der endothermen Pyrolyse beschleunigt. Wenn der Kohlenwasserstoffbrennstoff ein Kohlenwasserstoff ist, dessen endotherme Pyrolyse zur Verkokung und zu Kohlenstoffpolymeren führt, blockiert der Wasserstoff in dem Brennstoff auch die Verkokung und die Polymerisation von Kohlenstoff, wodurch eine Detonation in dem Brennstoffkanal verhindert wird. Herkömmliche Katalysatoreinrichtungen, wie sie oben erläutert sind, können auch in diesem Vortriebssystem benutzt werden. Es ist zwar nicht beabsichtigt, die endotherme Pyrolyse auf irgendeine besondere Temperatur zu begrenzen, es sei jedoch allgemein angegeben, daß gemäß der Erfindung der Kohlenwasserstoffbrennstoff und der Wasserstoff in dem Brennstoffkanal auf eine Temperatur von etwa 927°C (1700°F) bis etwa 1204°C (2000°F) erhitzt werden. Der Kohlenwasserstoff in dem Lagertank ist zwar ein Gas oder eine Flüssigkeit oder ein Gemisch derselben, und der Wasserstoff in dem Lagertank ist flüssig oder pastig, der Kohlenwasserstoff und der Wasserstoff in dem Brennstoffkanal 56 sind jedoch im allgemeinen in gasförmigem Zustand, und zwar wegen der hohen Temperatur in dem Kanal.

Es ist zwar nicht gezeigt, jedoch können Einrichtungen ohne weiteres vorgesehen werden, um den Brennstoff in Gegenwart des Oxidators in der Brennkammer zu zünden. Beispielsweise kann die Zündeinrichtung ein elektrisches System sein, das einen elektrischen Lichtbogen in dem Bereich des Brennstoffeinspritzsystems liefert, beispielsweise der Wasserstofföffnungen 76, der Brennstoffeinspritzöffnungen 68 und der Oxidatoreinspritzöffnungen 66.

Die vorstehenden Merkmale ergeben allein oder in Kombination miteinander verbesserte Vortriebssysteme und Verfahren, bei denen Kohlenwasserstoffbrennstoffe oder Kohlenwasserstoffbrennstoffe in Kombination mit Wasserstoffbrennstoff in Gegenwart eines Oxidators benutzt werden. Die vorgenannten Systeme ergeben auch verbesserte Luftfahrzeuge mit Vortriebssystemen, bei denen ein Doppelbrennstoffsystem benutzt wird, und ein Verfahren zum Aufbewahren von Brennstoffen in einem Flugzeug, das ein Vortriebssystem hat, bei dem ein Doppelbrennstoffsystem benutzt wird.

Claims (13)

1. Vortriebssystem mit einem Raketengehäuse, welches eine Brennkammer, Treibstoffeinspritzvorrichtungen, einen Düsenhals und eine Düse enthält, einem Brennstoffkanal, in welchem Brennstoff endotherm pyrolysiert wird, wobei der Brennstoffkanal benachbart zu der Brennkammer und dem Düsenhals und um diese herum angeordnet ist, und einer Einrichtung zum Erzeugen eines Brennstoffdurchflusses in dem Brennstoffkanal, gekennzeichnet durch eine Innenwand aus Siliziumkarbid-Fasergewebe, die eine Brennkammerauskleidung und eine Düsenhalsauskleidung bildet, und eine Außenwand aus Siliziumkarbid-Fasergewebe, welche im Abstand zur Innenwand angeordnet ist zur Bildung des Brennstoffkanals, wobei die Siliziumkarbidfasern gewebt sind zur Leitung von Wärme von der Brennkammer und vom Düsenhals zum Brennstoffkanal zur Lieferung von Wärme für die endotherme Pyrolyse des Brennstoffes.

2. Vortriebssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Innenwand aus Siliziumkarbid-Fasergewebe eine Porosität zum ausgewählten Steuern der Diffusion von Wasserstoff aus dem Kanal durch die Wand hindurch in die Brennkammer und den Düsenhals aufweist.

3. Vortriebssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Siliziumkarbidfasern im wesentlichen in Umfangsrichtung gewickelt sind zur Bildung eines Hochdruckbehälters für die Brennkammer und den Düsenhals.

4. Vortriebssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Siliziumkarbidfaser-Innenwand auf einer Temperatur von weniger als etwa 980° bis etwa 1200°C (1800 bis 2200°F) gehalten ist, indem die Wärme aus der Verbrennung des Brennstoffs in der Brennkammer durch die Innenwand zu dem Brennstoff in dem Brennstoffkanal geleitet wird, wobei die Brennkammerauskleidung und die Düsenhalsauskleidung gekühlt werden, indem die Wärme von der Brennkammer und dem Düsenhals zum Brennstoffkanal geleitet wird.

5. Vortriebssystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Siliziumkarbidfasern im wesentlichen in einer Umfangsrichtung gewickelt sind zur Bildung eines Hochdruckbehälters für die Brennkammer und den Düsenhals.

6. Vortriebssystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die gewebten Siliziumkarbidfasern in der Innenwand auf einer Temperatur von weniger als etwa 980 bis etwa 1200°C (1800 bis 2200°F) gehalten werden, indem Wärme aus der Brennkammer und dem Düsenhals durch die Innenwand zum Brennstoff in dem Brennstoffkanal geleitet wird, während gleichzeitig die Diffusion von Wasserstoff in die Brennkammer und den Düsenhals gestattet wird zur Kühlung der Brennkammerauskleidung und der Düsenhalsauskleidung.

7. Verfahren zum Herstellen einer Brennerauskleidung und einer Düsenhalsauskleidung für ein Raketengehäuse, das eine Brennkammer, Treibstoffeinspritzvorrichtungen, einen Düsenhals und eine Düse enthält, einen Brennstoffkanal in welchem Brennstoff endotherm pyrolysiert wird, wobei der Brennstoffkanal benachbart zu der Brennkammer und dem Düsenhals und um diese herum angeordnet ist, und mit einer Einrichtung zum Erzeugen eines Brennstoffdurchflusses in dem Brennstoffkanal, gekennzeichnet durch:

• (a) Siliziumkarbidfasern in einem Muster gewebt werden, das einen Hochdruckbehälter für die Brennkammer und den Düsenhals ausbildet, und
• (b) die gewebten Siliziumkarbidfasern zu der Form einer Brennkammer und eines Düsenhalses geformt werden.

8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Siliziumkarbidfasern gewebt werden zur Ausbildung einer Porosität zum selektiven Steuern der Diffusion von Wasserstoff durch das gewebte Siliziumkarbid.

9. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die gewebten Siliziumkarbidfasern mit einem chemischen Dampf behandelt werden und der Dampf auf den gewebten Fasern abgeschieden wird, um eine Porosität zum selektiven Steuern der Diffusion von Wasserstoff durch das gewebte Siliziumkarbid auszubilden.

10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der chemische Dampf eine organometallische Verbindung ist.

11. Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die organometallische Verbindung durch chemische Dampfabscheidung abgeschieden wird.

12. Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die organometallische Verbindung durch chemische Dampfinfiltration abgeschieden wird.

13. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Siliziumkarbidfasern im wesentlichen in einer Umfangsrichtung gewebt sind.