[其他]多推进剂飞行器和推进系统

说明书

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。