專利名稱：再生冷卻式多孔介質(zhì)護套的制作方法
再生冷卻式多孔介質(zhì)護套發(fā)明人格雷格 蒙加斯(Greg Mungas)，戴維 費希爾(David Fisher)，杰克 梅里爾·弗賴爾(Jack Merrill Fryer)，及阿達姆·波洛克·倫敦(Adam Pollok London)相關申請的交叉引證本申請要求2008年12月8日提交的名稱為"Regeneratively Cooled Porous Media Jacket"(再生冷卻式多孔介質(zhì)護套)”的美國臨時專利申請No. 61/120，776的優(yōu)選權(quán)的權(quán)益，特別地，將其公開或教導的全部內(nèi)容通過引證結(jié)合于此。此技術(shù)部分地由NASA/共享服務中心所管理的NASA合同NNX09CB12C資助。美國政府可以享有本發(fā)明中的某些權(quán)利。
背景技術(shù)：
火箭技術(shù)中的研究已經(jīng)在火箭發(fā)動機、推進劑和動力設計中進行了許多改進。然而，留下至少一個問題?；鸺l(fā)動機在運行期間產(chǎn)生高溫燃燒氣體和大量熱釋放。將材料、 結(jié)構(gòu)和冷卻方法設計為承受這種極端的工作溫度和/或從暴露于熱燃燒氣體的較低溫度的材料散熱，而不損失發(fā)動機的性能并且不損失發(fā)動機結(jié)構(gòu)本身的完整性，這是一個困難的工程學挑戰(zhàn)。在發(fā)動機運行期間，所涉及的溫度可能達到(并可能超過)3450° K(大約 3200°C )。沒有有效的冷卻，許多材料典型地無法用于發(fā)動機，因為發(fā)動機的運行溫度會接近或超過這些材料的熔點，或會導致材料在結(jié)構(gòu)特性較差的材料的溫度狀態(tài)下運行。此外， 由于與較低的溫度相比，在升高的溫度處存在高活性的氣體分子，所以典型地，在與內(nèi)部燃燒腔室表面接觸的氣體邊界層中的燃燒氣體對這些材料具有更大的腐蝕性。冷卻與內(nèi)部燃燒腔室表面接觸的氣體邊界層，會降低活性組分的濃度，并由此使燃燒氣體的化學腐蝕性質(zhì)變?nèi)?。另外，即使在發(fā)動機停機之后，除非發(fā)動機在發(fā)動機運行期間完全冷卻，否則，包含于發(fā)動機中的殘余熱量可能回滲，并損壞或毀壞發(fā)動機系統(tǒng)中別處的溫度敏感部件(例如，具有低溫閥座的啟動發(fā)動機閥、易于過熱的螺線管、或具有可能在典型的發(fā)動機溫度下熔化的標準絕緣的電線、或以上部件的任何組合)?，F(xiàn)有的冷卻手段無法在發(fā)動機運行期間和/或之后提供適當?shù)睦鋮s。

發(fā)明內(nèi)容
這里描述和要求的實施方式通過提供用于再生冷卻式火箭發(fā)動機(包括在非常高的溫度下運行的火箭發(fā)動機)的材料和方法，解決上述問題。再生冷卻式護套包圍發(fā)動機的燃燒腔室，并且冷卻劑流體流過形成于護套的外部與護套的內(nèi)部之間的填充有多孔介質(zhì)的通路。在一個實施方式中，護套的內(nèi)部形成燃燒腔室的內(nèi)邊界。通路包括具有多孔介質(zhì)元件的材料，以允許冷卻劑流體流過通路。在一些實施方式中，這些材料包括低溫非耐熱金屬，例如鎳或鋁。用在2008 年 12 月 8 日提交的名稱為 “Nitrous Oxide Fuel Blend Monopropellants (-氧化二氮燃料混合單元推進劑)”的相關美國專利申請 No. 12/268, 266中所公開的一氧化二氮燃料混合單元推進劑，作為這里公開的冷卻劑流體的例子，該專利通過引證結(jié)合于此，但是也可能使用其他單元或雙元推進劑以及其他流體。 另外，再生冷卻式護套可使用的點火系統(tǒng)的類型，可能隨著所使用的推進劑的類型而改變。 再生冷卻式護套可使用的金屬，可能隨著所使用的推進劑的類型而改變，因為在一個實施方式中可能希望該金屬對于特定的推進劑是非催化的(noncatalytic)。這里公開的使用再生冷卻式護套的火箭發(fā)動機，可能用于冷卻大型火箭發(fā)動機 (例如，運載火箭(launch vehicle)中的那些火箭發(fā)動機)、小型火箭發(fā)動機(例如，用來控制宇宙飛船或衛(wèi)星中的飛行姿態(tài)的那些火箭發(fā)動機)、或其他發(fā)動機應用。應該注意，氣體產(chǎn)生、功提取(例如，通過活塞或渦輪機)、以及基片(substrate)加熱也可有效地用于此技術(shù)。在此公開中，“大約”和“近似”旨在表示“加上或減去10%”。在這里，還描述并列舉了其他實施方式。


圖1示出了使用實例再生冷卻式火箭發(fā)動機的運載火箭。圖2示出了使用實例再生冷卻式火箭發(fā)動機的衛(wèi)星。圖3示出了包含再生冷卻式多孔介質(zhì)護套的實例推進器熱模型火箭發(fā)動機的橫截面幾何形狀。圖4示出了實例再生冷卻式多孔介質(zhì)護套的冷卻劑路徑的橫截面幾何形狀。圖5示出了用通過平版印刷(lithographic)方法制造的一些層來制造實例再生冷卻式多孔介質(zhì)護套的方法。圖6示出了用金屬泡沫(metal foam)零件制造實例再生冷卻式多孔介質(zhì)護套的方法。圖7示出了再生冷卻式多孔介質(zhì)護套的進口歧管的一個實例實施方式。圖8示出了再生冷卻式多孔介質(zhì)護套的進口歧管的另一實例實施方式。圖9示出了表示通過多孔介質(zhì)再生冷卻式護套的壓降數(shù)據(jù)的圖表。圖10示出了為一個實例火箭燃燒腔室而構(gòu)造的多孔介質(zhì)護套流體幾何形狀。圖11示出了一個實例傳熱模型幾何形狀和熱節(jié)點網(wǎng)絡(thermal node network)。圖12示出了由平版印刷方法制造的多孔介質(zhì)重疊六角形結(jié)構(gòu)的實例結(jié)構(gòu)的特寫。圖13示出了位于具有如在實例6中討論的多孔介質(zhì)護套的原型火箭燃燒腔室中的熱電偶和燃燒腔室壓力端口的實例位置。圖14示出了實例6中描述的示例性原型發(fā)動機隨時間變化的實例燃燒腔室壓力。圖15示出了由位于所示位置的實例熱電偶所記錄的實例6中描述的示例性原型發(fā)動機隨時間變化的溫度。圖16示出了具有實例6中描述的肋的實例冷卻護套。圖17示出了具有引導冷卻劑流的葉片(vane，輪葉)的實例冷卻護套。圖18示出了具有引導冷卻劑流的微管(microtube)的實例冷卻護套。
具體實施方式
圖1和圖2分別示出了這里公開的與運載火箭一起使用的再生冷卻式火箭發(fā)動機和飛行姿態(tài)控制火箭發(fā)動機的實例。在圖1中，將火箭前端102固定在火箭本體104上，火箭本體包括推進劑箱。點火界面106位于火箭本體104與燃燒腔室108之間，將其注入膨脹噴嘴110中。在圖示中，將把火箭從左側(cè)推進至右側(cè)。燃燒腔室108包括再生冷卻式多孔介質(zhì)護套，冷卻劑流體(例如，液體或氣體)可流過該護套，以冷卻火箭發(fā)動機112。在圖2中，衛(wèi)星200包括衛(wèi)星本體202和兩個太陽能電池板204與206。將許多火箭發(fā)動機208、210、212、214和216固定至衛(wèi)星本體202，以用于控制衛(wèi)星200中的飛行姿態(tài)。每個火箭發(fā)動機208、210、212、214和216包括再生冷卻式多孔介質(zhì)護套，冷卻劑流體 (例如，液體或氣體)可流過該護套，以冷卻火箭發(fā)動機。圖3示出了具有多孔介質(zhì)護套的再生冷卻式發(fā)動機300的一個實例使用。在此實施方式中，用作冷卻劑流體的一種或多種未燃燒推進劑進入入口管302，并行進穿過由多孔介質(zhì)填充的通路304。多孔介質(zhì)填充火箭發(fā)動機316的內(nèi)壁312和外壁314之間的通路，并與兩壁熱接觸。多孔介質(zhì)用來允許冷卻劑流過通路304，并增加從燃燒腔室308到流動的冷卻劑中的傳熱。通常用實線箭頭表示冷卻劑流。然后，冷卻劑/推進劑從通路304流經(jīng)注入頭(injection head) 306，并進入發(fā)生放熱反應的燃燒腔室308。這樣，冷卻流體在燃燒腔室308中點燃。燃燒氣體行進穿過喉部收縮段309，并通過成形(contoured，具有一定輪廓的)噴嘴或膨脹噴嘴310將其加速。通常用虛線箭頭表示燃燒氣體的路徑。通過加速物質(zhì)(例如，燃燒氣體)穿過膨脹噴嘴310， 產(chǎn)生推力。除了推力產(chǎn)生以外，還可能在這樣的系統(tǒng)中使用這里公開的再生冷卻式護套，在該系統(tǒng)中，燃燒腔室用于氣體產(chǎn)生、功提取(例如，通過活塞或渦輪機)、以及基片加熱。燃燒氣體的壓力和溫度非常高，特別是在喉部309的區(qū)域中?；鸺l(fā)動機300的內(nèi)壁314是由其內(nèi)側(cè)上(例如，面向燃燒腔室)的燃燒氣體來加熱，并由流過其外側(cè)(例如， 面向通路304)上的多孔介質(zhì)的冷卻劑/推進劑來冷卻。圖4示出了再生冷卻式多孔介質(zhì)護套400的一個實例實施方式。進入的冷卻劑流體(所有或部分燃燒反應物/推進劑)通過入口界面412進入發(fā)動機，用管代表入口界面， 雖然也可能使用其他入口界面。通過歧管407將流體分配在護套400內(nèi)的通路405中。用多孔介質(zhì)406填充通路405，以允許流體流過護套400內(nèi)的通路405。流體圍繞通路405的圓周流過多孔介質(zhì)406，并沿著燃燒腔室的輪廓和發(fā)動機的喉部從入口界面412流至注入頭(未示出，但是大約位于409處)附近的通路405的端部。由燃燒腔室壁404和外側(cè)殼體408限制通路405內(nèi)的流體路徑。燃燒腔室壁404和外側(cè)殼體408兩者是流體流不能滲透的膜，將流體保持在通路405內(nèi)。多孔介質(zhì)406和通路405終止于噴注頭(injector head)的附近。可將適于與期望的推進劑一起使用的噴注頭與護套400在409處集成。將在燃燒腔室402中產(chǎn)生的熱量與進入的推進劑耦合，由此達到相對冷的推進器溫度(按照火箭推進器標準)。在火箭技術(shù)領域，多孔介質(zhì)實際上將允許氣體和二相推進劑用作發(fā)動機冷卻劑， 這一認識之前并未被人們所認識到，并且這不是顯而易見的。與論證關于進入液體冷卻劑的熱傳遞的限制熱通量估計的初步試驗不同，為了開發(fā)這樣一種發(fā)動機，其能夠1)用氣體冷卻，2)用氣相+液相(二相)冷卻，或3)替代地用液體冷卻但是對在冷卻劑護套中產(chǎn)生氣體(以及對應的熱點)的液膜沸騰不敏感，這需要一種更完整的系統(tǒng)模型，并需要理解發(fā)動機與多孔介質(zhì)中的復雜流體和傳熱環(huán)境。在產(chǎn)生具有氣相冷卻劑的護套設計中，可以改變多孔介質(zhì)護套的一些示例性參數(shù)，包括但不限于，護套孔隙率(porosity)、護套導熱率(通過選擇護套材料)、護套有效孔直徑和引導流動的微流體通道(micro-fluidic passage)的總體形狀、以及最后的護套間隙。這些參數(shù)都是可改變和優(yōu)化的，以產(chǎn)生這樣的護套設計該護套確保暴露于高氣體溫度的發(fā)動機中的變化熱通量的關鍵發(fā)動機表面的充分冷卻，同時將移動穿過護套的冷卻劑的核心壓降減到最小。對于氣相推進劑，護套設計中的附加限制是，當局部孔隙氣體移動穿過微流體通道時，該氣體為聲速。與液體推進劑不同，局部微流體氣相速度被限制為聲速， 并且經(jīng)歷不同的壓降特性，其可能劇烈如同氣體達到這些聲速。因此，在護套的設計中，確保局部孔氣體速度適當?shù)乇３衷诼曀僦?，是一個附加的整體護套設計限制。最后，當大量流體對流在溫度梯度下移動穿過多孔介質(zhì)時，大量流體對流的性質(zhì)與確定傳熱中的增強相關。例如，在喉部附近，高速流體產(chǎn)生足夠的湍流，以幫助混合內(nèi)外護套壁之間的流體，并增強護套傳熱特性。為了在冷卻劑移動得較慢的護套的截面中得到此相同的效果，可以減小護套間隙(以增大壓降為代價)，或者，嵌在多孔介質(zhì)中或作為其一部分的附加結(jié)構(gòu)可能幫助迫使流體混合。燒結(jié)金屬介質(zhì)可由微小的金屬顆粒形成，這些金屬顆粒被放置于模具中、機械地壓縮、并被加熱，直到顆粒粘結(jié)在一起為止?？筛淖儔嚎s和溫度的等級，以產(chǎn)生具有大范圍變化的機械和流動特性的材料。所產(chǎn)生的材料的范圍可能從實心金屬零件到高度多孔金屬基體(matrix)，這取決于所選擇的基礎介質(zhì)和燒結(jié)過程。多孔金屬基體零件在過濾、分散、 混合、催化反應、流動穩(wěn)定性和降噪中廣泛地使用。然而，將其作為熱交換器的使用通常限制于壓降不是主要的設計因素的應用場合。金屬泡沫是用來描述存在實心金屬和開放或閉合的細胞狀空隙(void，孔洞)的基體的廣義術(shù)語。可用許多方法形成金屬泡沫；只要最終產(chǎn)品包含空隙，便將該材料叫做 “金屬泡沫”。如果這些空隙是連接的，那么將此泡沫叫做“開放細胞狀的(open-celled)”， 如果它們不是連接的，那么將此泡沫叫做“閉合細胞狀的(closed-celled)”。開放細胞狀的泡沫可能僅包括3%的起始介質(zhì)密度，比表面積接近50in7in3。換句話說，基體內(nèi)的多達 97%的體積包含開放的流動路徑。將此類型的多孔介質(zhì)叫做具有97%的孔隙率(O。為了在將傳熱表面積增到最大的同時將壓降減到最小，開放細胞狀泡沫形式的多孔介質(zhì)表現(xiàn)出是有希望的，以促進火箭推進器的某些實施方式和其他發(fā)動機的再生冷卻。在下面的實例3中討論了多孔介質(zhì)的特性的選擇以及火箭發(fā)動機的再生冷卻式護套的設計的細節(jié)。簡要地，火箭的功能提出了一些限制。例如，當冷卻劑從通路流出并流入發(fā)動機的燃燒腔室時，希望保持壓力。這樣，從入口到注入頭的大壓降是不利的。如果壓降過大，那么可能增加發(fā)動機尺寸和質(zhì)量，以達到規(guī)定的推力等級，并且在一些極端的情況中，推進劑可能無法在適當?shù)牡燃壪戮S持燃燒。在一個實施方式中，如果壓降超過所儲存的推進劑壓力的大約10% (對于從推進劑箱到燃燒腔室的整個推進系統(tǒng))，那么可能在箱中留下過多的未使用的推進劑。具有過大孔隙率的多孔介質(zhì)將不會導致不可接受的高壓降， 但是其也將不能有效地將熱量從發(fā)動機傳出，因為其在很大程度上是從燃燒腔室提供主要傳熱機制的護套通路內(nèi)的多孔介質(zhì)基材(不是流體)的體積。因此，選擇孔隙率，以在壓降和傳熱之間提供恰當?shù)钠胶狻＿@里公開的實驗已經(jīng)建議對于用于火箭發(fā)動機的材料來說，具有通常不超過約80%的孔隙率的材料提供可接受的平衡。在一些實施方式中，可接受的孔隙率是大約50%至60%。如以上指出的，并如在下面的實例3中詳細說明的，可能選擇不同的孔隙率，以與不同的推進劑一起使用，因為各種推進劑具有不同的導熱率并且在不同的溫度之上它們可能退化。護套的形狀也是功能限制的特性。喉部區(qū)域是最需要散熱的區(qū)域。然而，因為多孔材料在喉部的內(nèi)/外周長比多孔材料沿著發(fā)動機的中心軸線的其他地方的內(nèi)/外周長短，所以，如果護套間隙保持恒定，那么，多孔材料在喉部的環(huán)形橫截面面積(與流動方向垂直)比多孔材料在沿著中心軸線的任何其他點的環(huán)形橫截面面積小。護套間隙的設計可確保，移動穿過發(fā)動機喉部附近的微流體通道的護套氣體適當?shù)乇３衷诰植柯曀僖韵?，以避免過大的護套壓降。然而，如果間隙過大，那么，護套無法充分地冷卻發(fā)動機喉部，導致發(fā)動機故障。在許多發(fā)動機構(gòu)造中，此發(fā)動機喉部區(qū)域典型地具有來自燃燒腔室的最高傳熱率，并對以上確定的關鍵設計參數(shù)敏感。在實例3中對這些關系進行量化。雖然存在許多制造多孔介質(zhì)推進器的方法，但是一些方法比其他方法更合適。這里略述了兩種示例性方法，通過這兩種方法，可實現(xiàn)相似的結(jié)果。在這些方法的選擇之間， 成本、可重復性、整體復雜性、材料可用性、設備可用性、推進器設計、冷卻劑流體選擇、以及推進器幾何形狀是可能的鑒別因素。然而，這兩種方法可產(chǎn)生同樣功能的推進器。第一種方法是堆疊及粘結(jié)的平版印刷方法，而第二種方法是機加工及裝配的方法。兩種方法依賴于燃燒腔室的輪廓和多孔介質(zhì)預定義，以開始制造。實例1-平版印刷方法在圖5中略述了光刻制造方法。在堆疊且粘結(jié)的平版印刷制造方法中，制造有限的層，當堆疊并粘結(jié)時(沿著發(fā)動機的軸線)，這些層組成燃燒腔室、多孔介質(zhì)通路、以及受壓殼體(pressure shell)(以從發(fā)動機的內(nèi)側(cè)到發(fā)動機的外側(cè)的順序)。沿著推進器的推力軸線，腔室輪廓變化，以阻止通過喉部區(qū)域的流動，并使通過膨脹噴嘴的流動膨脹，以產(chǎn)生推力。多孔介質(zhì)的內(nèi)部尺寸變化，以與燃燒腔室輪廓保持一致，并且多孔介質(zhì)的外直徑將變化，以控制護套間隙和微流體幾何形狀，以在將通過護套的壓降減到最小的同時控制冷卻。在堆疊層中建立三維多孔介質(zhì)護套，并且典型地，將其熔合地粘結(jié)(施加熱量和壓力)，以允許各層粘結(jié)并形成整體式結(jié)構(gòu)。隨后，可從此整體式塊中機加工出發(fā)動機的核心以及外部發(fā)動機特征，提供將燃燒腔室與護套隔開的密封壁以及密封的外護套壁。為了在至少一個實施方式中提供此三維幾何形狀，將每層與推進器軸線垂直地定位。這些有限的層包含所有這些特征當堆疊在彼此的頂部上時，在得到的推進器中產(chǎn)生期望的推進器幾何形狀。因此，這些層包括允許流體從推進器的進入端口流至多孔介質(zhì)的入口的特征，以及在推進器內(nèi)的特定層位置產(chǎn)生多孔介質(zhì)所需的特征。限定多孔介質(zhì)的特征將通常包含在再生冷卻劑路徑的外直徑和內(nèi)直徑之間的環(huán)狀空間內(nèi)。典型地，將此設計以一些薄片布置，薄片的每個元件代表堆疊結(jié)構(gòu)的單層。每層包括一圈已經(jīng)蝕刻或用其他方式施加至該層的多孔介質(zhì)材料。此外，這圈多孔介質(zhì)的直徑對該層及其在這堆中的位置來說是特定的。例如，用于堆疊結(jié)構(gòu)的喉部區(qū)域中的層的圈的直徑，比用于注入頭附近(例如，圖4中的護套400的頂部附近，在409處)的層的圈的直徑小。圈直徑的這些變化影響護套內(nèi)的多孔介質(zhì)的輪廓，如圖4所示。各層還可包括附加的發(fā)動機特征，例如通向護套微流體介質(zhì)入口進入端口和護套出口通道。雖然也可能使用緊密間隔的正方形、矩形、弧形截面、或其他橫截面形狀，但是緊密間隔的六角形是多孔介質(zhì)的有限層的一個良好的近似。所選形狀的位置通常在不同的層之間偏移，以增加多孔介質(zhì)的彎曲度(tortuosity)，并且以此方式，可在從介質(zhì)到冷卻液的傳熱與冷卻液在多孔介質(zhì)內(nèi)的壓降之間形成平衡。通過在限制于多孔介質(zhì)的外直徑和內(nèi)直徑之間的區(qū)域中設計這些重復的形狀，并通過增加限定其他流體通道的特征，可產(chǎn)生用于推進器的有限層的設計。這些圖案的平版印刷設計502指示出從每個金屬層去除材料的地方?？韶灤┳o套或者只局部地在期望附加的流體混合的地方，特別是在護套流速典型地較低的區(qū)域中，應用這些增強。一種替代的微流體設計是這樣的，其中，制造用于多孔介質(zhì)護套的微管束 (microtube bundle)。允許微管束具有圍繞大約平行于發(fā)動機軸線的軸線的較慢的扭曲， 使得當流體移動穿過護套時，將冷卻劑暴露于熱的內(nèi)側(cè)護套壁與較冷的側(cè)外護套壁兩者 (例如，見圖18的微管束)。此設計通過利用護套的內(nèi)壁與外壁之間的強制流體對流來增強熱傳輸，有效地增強了多孔介質(zhì)基體的導熱性。換句話說，微管束在護套的內(nèi)壁與外壁之間提供了冷卻劑的控制流，迫使冷卻劑從熱內(nèi)壁流至相對較冷的外壁。也可使用其他結(jié)構(gòu)， 例如扭帶(twist ribbon)結(jié)構(gòu)(例如，見圖17的帶結(jié)構(gòu)(ribbon structure))，其可引導冷卻劑以旋渦運動穿過多孔介質(zhì)，在護套的內(nèi)壁與外壁之間產(chǎn)生冷卻劑的控制流。由于接近多孔介質(zhì)所需的切口是復雜的，所以對此設計階段使用計算機程序是有利的。當在推進器的推力軸線向下重復此過程時，在產(chǎn)生的護套內(nèi)產(chǎn)生用于三維多孔冷卻劑通路的設計。六角形的重疊程度決定了通過基體的任何流體的路徑的彎曲度。各個六角形的此尺寸以及層之間的重疊在設計者的控制之下，因此材料可具有期望的孔隙率或彎曲度。在圖12中示出了重疊柵格的特寫。在一個實施方式中，已經(jīng)發(fā)現(xiàn)，用于與NOFB單元推進劑一起使用的功能孔徑大小是大約10/1000至15/1000英寸。對特定系統(tǒng)的期望的孔徑大小的選擇，取決于各推進劑和基體材料的物理和熱特性，如實例3所示。作為初始操作，對金屬部件(例如，箔層)應用平版印刷設計502。此應用過程可能通過許多方法來實現(xiàn)。例如，掩模和化學蝕刻金屬箔提供可重復的且可靠的制造層的方法?？赏ㄟ^將此設計傳遞至透明材料來開始此過程，以產(chǎn)生平版印刷掩模。接下來，對構(gòu)成推進器的各層的箔材料應用紫外光敏材料。當將掩模放在紫外光敏材料上時，對該組合物施加紫外光，導致紫外光敏材料在特定區(qū)域中變硬，以保護那些區(qū)域不受蝕刻。也就是說， 可用化學方法去除每個紫外光敏材料不接收紫外光的區(qū)域(即，由掩模隱蔽的那些區(qū)域)， 僅留下由紫外光敏材料的變硬保護涂層覆蓋的箔區(qū)域。蝕刻操作504去除未由變硬的紫外光敏材料覆蓋的金屬材料。在一個實施方式中，通過將箔放在化學品槽中來實現(xiàn)蝕刻。分離操作506將所蝕刻的金屬箔彼此分離，以產(chǎn)生各個箔層(例如層508)。堆疊操作510以一定順序堆疊各個層，其產(chǎn)生與圖3和圖4所示的多孔介質(zhì)輪廓相似的多孔介質(zhì)輪廓。將一實例層堆示出為堆512。對準操作514將所堆疊的層對準，以保持精確流動路徑，如所對準的堆516中所示。可通過基準面、定位銷、或一些其他適當?shù)膴A具，來實現(xiàn)對準。粘結(jié)操作518粘結(jié)各個層，以由許多單獨的層形成單個塊520。可利用輔助結(jié)合劑形成粘結(jié)；然而，使用擴散粘結(jié)可能是有利的。一種類型的可能使用的粘結(jié)叫做“層壓箔粘結(jié)”，雖然可能使用其他類型的粘結(jié)。另一種類型的可能使用的粘結(jié)叫做“層壓箔有限應變固態(tài)擴散粘結(jié)(Strain-Limited Solid-State Diffusion Bonding)”。擴散粘結(jié)是這樣一種過程，彼此緊密靠近的受激原子可能通過該過程躍過層之間的邊界。當足夠的這些原子形成此躍遷時，形成粘結(jié)。所有層的粘結(jié)使得由許多各個層形成單個塊520。通過在負載下將這些層推至一起，產(chǎn)生緊密接近性，并且通過熱量產(chǎn)生原子級別的激勵。應該注意，這并不是將這些層熔合在一起。它們只是擴散至彼此中，結(jié)果是由這些層形成單個塊520。也可能在子單元中實現(xiàn)這些層的粘結(jié)(其中，多個層組成一個子單元)?？赡苷辰Y(jié)各個子單元(例如，使用層壓有限應變固態(tài)擴散粘結(jié))，然后，接著可能將多個子單元粘結(jié)在一起，以形成整個護套結(jié)構(gòu)。在一些實施方式中，在總層的大約1/5至1/10的子單元中粘結(jié)這些層，然后將5個至10個子單元粘結(jié)在一起。建造且然后粘結(jié)子單元的方法，可能減小通過在整個護套結(jié)構(gòu)上粘結(jié)各個層而導致的扭曲的可能性。作為一個實例，在以下實驗中試驗的推進器是大約2英寸長。此尺寸的推進器可能由平版印刷薄片的3000至5000個單獨的層制成。當增加發(fā)動機尺寸時，各個層的厚度可能保持大致相同，或也可能以線性或小于線性的方式增加。另外，可能通過被稱為“應變粘結(jié)(strain bonding) ”的方法執(zhí)行粘結(jié)。在此方法中，將這些層對準，并將它們放在兩個非柔性的陶瓷板之間。當對此夾心結(jié)構(gòu)施加熱量時， 平版印刷層的金屬加熱，以導致相鄰的層形成粘結(jié)。在粘結(jié)操作518之后，加工操作522將單個塊520加工成其最終尺寸，產(chǎn)生再生冷卻式多孔介質(zhì)護套524。在一個實施方式中，因為粘結(jié)過程需要對準和均勻壓力，所以，用預蝕刻的最終尺寸制造推進器是不實際的，雖然其他實施方式可能允許預蝕刻。將在結(jié)構(gòu)內(nèi)部包含成形多孔介質(zhì)的塊520，加工成最終尺寸?？捎迷S多方法來執(zhí)行加工，但是，傳統(tǒng)的金屬制造方法(即，銑削、車削、磨削和鉆孔)是通常可接受的。然后，最終護套5M可接收操作/測量推進器所需的任何輔助硬件(即，入口端口、測量端口、噴注頭、壓力蓋、點火機構(gòu)、 以及用于機械界面或測量的輔助硬件)。總而言之，圖5示出了一種由堆疊且粘結(jié)的結(jié)構(gòu)產(chǎn)生再生冷卻式多孔介質(zhì)護套的方法。通過對金屬部件的各個層應用圖案化的設計，來啟動此過程。應用過程可能包括，但不限于，化學蝕刻、激光切割、機加工(CNC或手動)、沖壓、剪切、放電加工(EDM)、水射流切割、等離子體切割、或其任何組合，雖然已經(jīng)發(fā)現(xiàn)化學蝕刻特別適于制造大量具有非常可重復的結(jié)果的薄箔。將各個層對準地堆疊，然后將其粘結(jié)以形成塊，該塊具有在不能滲透的內(nèi)壁與不能滲透的外壁之間的通路中的三維流體路徑。加工塊的內(nèi)部和外部輪廓，以產(chǎn)生最后尺寸的再生冷卻式多孔介質(zhì)護套。加工操作可使用傳統(tǒng)的加工(CNC或手動的)、EDM、磨削、或其任何組合。完成的護套可接收入口端口、測量端口、噴注頭、壓力蓋、點火機構(gòu)、以及用于機械界面或測量的輔助硬件。實例2-加工金屬泡沬參考圖6描述了一種制造再生冷卻式多孔介質(zhì)護套的替代方法，包括加工和裝配。該制造方法依賴于更傳統(tǒng)的機械設計和制造方法。一開始，未裝配的護套是單獨部件的形式內(nèi)壁600 (其限定燃燒腔室)、兩個半部的多孔介質(zhì)602和604、以及兩個半部的外壁606和608。用于內(nèi)壁600的候選材料包括，但不限于，銅、鋁、鎳、鎳合金、不銹鋼、鈮、錸、鉭、鉬、碳、碳-碳合成物、或其合金/組合。具有更高導熱率的材料對特定的應用是有利的；然而，為期望的燃燒過程選擇腔室材料。不是所有的材料均能用傳統(tǒng)的加工進行制造， 因此使用適當?shù)墓に嚒Ｓ糜诙嗫捉橘|(zhì)半部602和604的候選結(jié)構(gòu)可包括開放細胞狀金屬泡沫、燒結(jié)多孔介質(zhì)、燒結(jié)/擴散粘結(jié)屏、或其組合。用于多孔介質(zhì)半部602和604的材料可包括，但不限于，銅、鋁、鎳、鎳合金、不銹鋼、鈮、錸、鉭、鉬、或其合金?？赏ㄟ^加工(手動或CNC)、EDM、心軸擠壓、或其組合，來實現(xiàn)為內(nèi)壁材料形成多孔介質(zhì)半部602和604。為了實現(xiàn)燃燒腔室的有效冷卻，在多孔介質(zhì)602、604與內(nèi)壁600 之間保持有效的熱接觸。一種實現(xiàn)良好的熱接觸的方法是使用銅焊或其他高溫芯吸材料 (wicking material) 0此方法提供了從燃燒腔室到多孔介質(zhì)中的導熱路徑。然而，當使用銅焊時，應小心避免使芯吸材料進入介質(zhì)602、604的孔中。如果使介質(zhì)602、604的孔堵塞， 那么可能改變介質(zhì)602、604中的傳熱，并且推進器可能表現(xiàn)得不可預測。此外，將多孔介質(zhì) 602,604結(jié)合至內(nèi)壁600的方法應產(chǎn)生這樣的接合部，其將經(jīng)受得住極端的工作溫度，與冷卻劑流體不反應，幫助傳熱，并抵抗熱循環(huán)退化。分別地設計(通常在實體建模程序中)并制造這些部件。材料選擇限定了制造方法。對于傳統(tǒng)材料，標準的加工技術(shù)(即，銑削、車削、磨削和鉆孔)是可接受的。然而，如果使用特殊材料，制造方法適合于該材料。在一個實施方式中，包圍燃燒腔室的內(nèi)壁600是單個零件，雖然對此部件可使用多個零件。將多孔介質(zhì)半部602和604裝配在內(nèi)壁600周圍，并且將用于受壓殼體的外壁半部606和608裝配在多孔介質(zhì)半部602和604及內(nèi)壁600 的周圍。為了適應火箭推進器的收斂發(fā)散性質(zhì)，已經(jīng)發(fā)現(xiàn)，將部件分成兩半以將其裝配在單個內(nèi)壁600上是有利的，雖然可能使用其他裝配構(gòu)造。多孔介質(zhì)材料也會影響制造方法。如果多孔介質(zhì)材料表現(xiàn)出足夠的強度，以承受加工工具的壓力，那么可使用標準的加工技術(shù)。然而，如果加工工藝改變了孔、破壞了粘結(jié)、 或以其他方式使多孔材料變形，那么可能考慮替代的制造工藝。候選多孔材料包括開放細胞狀金屬泡沫(例如，ERGDoucel )、燒結(jié)金屬介質(zhì)、擴散粘結(jié)屏(例如，MKI Dynapore )、或其組合。當選擇材料和制造方法時，典型地，應將內(nèi)壁和外壁設計為與多孔介質(zhì)良好地匹配。在大多數(shù)情況中，多孔介質(zhì)還為處于流體壓力下的護套壁提供結(jié)構(gòu)整體性。為了實現(xiàn)從燃燒腔室到多孔介質(zhì)通路內(nèi)的冷卻劑流體的良好傳熱，典型地，希望在燃燒腔室與多孔介質(zhì)之間具有良好的熱接觸。除非在壓力下將兩個零件保持在一起或者具有非常平滑的接觸表面，否則，都會存在明顯的熱接觸阻力。接觸阻力會阻礙從一個部件到另一個部件的熱流動。然而，通過用另一傳導材料填充間隙，可減小接觸阻力。此外，為了使多孔介質(zhì)通路承受負載并幫助在結(jié)構(gòu)上支撐這些壁，可將多孔介質(zhì)粘結(jié)至這些壁。一種在多孔介質(zhì)與這些壁之間實現(xiàn)粘結(jié)的有效方法是，通過將多孔介質(zhì)銅焊至燃燒腔室。銅焊用作熱量和機械負載可在其中傳遞的介質(zhì)。燃燒腔室與多孔介質(zhì)之間的銅焊是一種將多孔介質(zhì)以熱和機械方式接合至燃燒腔室的有效方式。外壁半部606和608形成受壓殼體，以迫使冷卻劑流過多孔介質(zhì)602、604，在推進器周圍形成密封。裝配這些零件，以能夠處理預期的壓力和溫度，而不允許冷卻劑流體通過外壁606、608泄漏。材料選擇和粘結(jié)方法將取決于推進器的熱設計(例如，已將焊接確定為特別合適的粘結(jié)技術(shù))。在圖6中，將外壁606、608示出為兩個半部部件。然而，根據(jù)幾何形狀，其可能作為單個殼體在多孔介質(zhì)上滑動。無論選擇什么幾何形狀，受壓殼體均在再生冷卻式介質(zhì)的外側(cè)上形成不透流體的密封。由于焊接密封不會在升高的溫度下退化的事實，所以焊接此界面可能是有利的。焊接將外壁半部606和608與多孔介質(zhì)半部602和604結(jié)合，并沿著彼此成180度的接合部將兩個外壁半部606和608彼此結(jié)合，以形成護套610。然后，護套 610可接收操作/測量推進器所需的任何輔助硬件(即，入口端口、測量端口、噴注頭、壓力蓋、點火機構(gòu)、以及用于機械界面或測量的輔助硬件)。已經(jīng)用不銹鋼、鎳、銅和鋁材料試驗過再生冷卻式火箭發(fā)動機?？赡芑诓牧系臏囟忍匦砸约八鼈兣c所使用的特定推進劑的非活性，來選擇材料。在一些情況中，可能改變金屬表面，以避免催化活性，同時保持金屬的傳熱特性。圖7示出了進入再生冷卻式多孔介質(zhì)護套700內(nèi)的多孔介質(zhì)再生冷卻劑路徑(例如，通路)的徑向注入。在此實施方式中，冷卻劑流體(所有或部分火箭燃燒反應物)進入入口管702。入口管702使冷卻劑流體在環(huán)形空隙706中圍繞護套700的底座周向地流動， 環(huán)形空隙在外側(cè)上由護套700的受壓殼體限制并且在內(nèi)部上由多孔介質(zhì)704限制。冷卻劑流體還穿過多孔介質(zhì)704向內(nèi)徑向地進入再生冷卻劑路徑，朝著注入頭(未示出，但是在圖 7所示的透視圖中，位于護套700的頂部)向上進入護套700的內(nèi)部。環(huán)形空隙706可通過向外延伸受壓殼體的邊界而產(chǎn)生，或通過從多孔介質(zhì)去除材料而產(chǎn)生(如圖7所示)。在多孔介質(zhì)是均勻的并且在軸向方向上具有與徑向方向上的空隙相似的空隙的情況中，徑向注入是適當?shù)?。然而，如果空隙是各向異性的，那么，徑向注入會使設計復雜，或可能根本不可能。圖8示出了進入再生冷卻式多孔介質(zhì)護套800內(nèi)的多孔介質(zhì)再生冷卻劑路徑(例如，通路)的軸向注入。在此實施方式中，冷卻劑流體(所有或部分火箭燃燒反應物)進入入口管802。入口管802使流體在環(huán)形空隙806中圍繞護套800的底座周向地流動，環(huán)形空隙在底部上由燃燒腔室限制，在內(nèi)側(cè)上由燃燒腔室(內(nèi)壁)限制，在外側(cè)上由外壁限制，并且在頂部上由多孔介質(zhì)804限制。在堆疊層結(jié)構(gòu)的情況中，環(huán)形空隙在所有側(cè)面上由組成上述部件的堆疊層限制。冷卻劑還向上軸向地穿過再生冷卻劑路徑，朝著注入頭(未示出， 但是在圖8所示的透視圖中，位于護套800的頂部)向上進入護套800的內(nèi)部。在多孔空隙集中在軸向方向上的情況中，此注入方法是有利的。這樣的情況包括堆疊層構(gòu)造方法，其中，在堆疊方向上比在徑向方向上更容易制造互相連接的空隙。圖9示出了表示通過多孔介質(zhì)元件的壓降數(shù)據(jù)的圖表900。限定多孔介質(zhì)流，以對火箭推進器提供足夠的冷卻，同時對燃燒過程允許足夠的推進劑流。為了簡化表現(xiàn)多孔介質(zhì)的特征，在元件的厚度中具有恒定的橫截面通常是有利的。也就是說，具有恒定尺寸的同質(zhì)(homogeneous)多孔介質(zhì)是所希望的。所述多孔元件應該是固定的和用儀器裝備的， 使得可測量質(zhì)量流量(mass flow)、上游壓力和下游壓力。如果對燃燒過程使用可壓縮流體(即，氣體或二相流體)，那么，通過以圖表畫出流體的質(zhì)量流量和壓力的平方差的關系， 可更精確地說明壓降。為了完成圖表900，對三個參數(shù)(例如，質(zhì)量流量、入口壓力、或出口壓力)收集數(shù)據(jù)。二次曲線902可擬合所收集的數(shù)據(jù)，并且產(chǎn)生二次回歸的線性和二次系數(shù)。測試元件尺寸和測試流體特性的知識允許提取流動系數(shù)(flow coefficient)。方程式904涉及對滲透率的二次系數(shù)和與達西滲流相關聯(lián)的流動系數(shù)。在904中，參數(shù)與實例 3 一致P1-入口壓力，P2-出口壓力，R-氣體常數(shù)，Tl-測試溫度，L-多孔路徑的長度(多孔元件的厚度)，C-形狀系數(shù)，^ -質(zhì)量通量(mass flux)(質(zhì)量流量/流動面積)，μ -動態(tài)粘度，K-滲透系數(shù)。在實例3中概述的后續(xù)分析中使用形狀系數(shù)和滲透系數(shù)。實例3-用于再牛冷卻式護套的設計的模型這里公開的是一種為了以下目的而將多孔介質(zhì)包含在再生冷卻式火箭燃燒腔室護套內(nèi)的系統(tǒng)級分析流體模型，該目的是，表現(xiàn)多孔介質(zhì)在此類型的應用中允許火箭推進器對氣相推進劑起作用的能力。在此實例中，解決了典型地最差情況的(在冷卻和護套壓降能力方面)氣相NOFB單元推進劑火箭發(fā)動機的特殊設計問題，雖然也可能在這些教導的基礎上處理不同類型的發(fā)動機。在已經(jīng)包含的美國專利申請No. 12/268, 266中，可發(fā)現(xiàn) NOFB單元推進劑的更多細節(jié)。通常，流體的導熱性限制進入再生冷卻式燃燒腔室的熱傳遞。然后，這限制了流體冷卻燃燒腔室壁的冷卻能力。在最差的情況中，與液體相比，氣相具有如此低的導熱率，使得在狀態(tài)從液體轉(zhuǎn)變至氣體存在(即，出現(xiàn)沸騰)的地方，容易出現(xiàn)熱點。此過程可以是自動供給式的，因為在已經(jīng)從小點火區(qū)開始的小熱點附近將自然地出現(xiàn)更多沸騰，并且這些熱點區(qū)域的尺寸將自然地增加。在許多情況中，生長的熱點區(qū)域會導致熱故障，并損失材料的結(jié)構(gòu)完整性。變量和參數(shù)定義<T> =平均體積的多孔介質(zhì)溫度Tjo =護套外壁溫度Tj =多孔基體護套節(jié)點溫度Tji =護套內(nèi)壁溫度Tcw =腔室壁溫度Tce =腔室自由流氣體溫度Taw =腔室絕熱壁溫度q〃。w=進入腔室壁的熱通量q〃=進入護套內(nèi)壁的熱通量ρ =護套推進劑(流體)壓力P' j =護套壓力梯度(沿著等壓線)P f-護套推進劑(流體)密度
m =護套推進劑(流體)質(zhì)量流率(mass flow rate)
m"=護套推進劑質(zhì)量通量(達西)Uj =冷卻劑護套多孔介質(zhì)流體速度(達西)Uee=腔室側(cè)自由流速度μ f=流體粘度μ e =有效多孔基體流體粘度μ cbl =燃燒邊界層平均氣體粘度cp, f=流體比熱Cp,」=護套間節(jié)點流體比熱
Cp, cbl =平均燃燒邊界層比熱kj =關于護套流體的導熱率kliner =關于腔室襯里的導熱率ks =關于多孔基體結(jié)構(gòu)的導熱率ke =關于填充流體的多孔基體的有效導熱率Rliner =關于腔室襯里的熱通量有效熱阻Rcbl =關于燃燒氣體邊界層的熱通量有效熱阻ε =護套孔隙率K =護套滲透率C =形狀系數(shù)D-關于流體彎曲度的實驗熱流增加參數(shù)(experimental heat flow augmentation parameter for fluid tortuosity)G =關于實心基體彎曲度的實驗熱流增加參數(shù)tj =局部護套流體間隙，tliner =局部腔室壁厚度r,.-到護套中心的半徑，
r,,=到護套內(nèi)壁邊緣的半徑r。=到腔室內(nèi)壁的半徑以下描述了理論模型開發(fā)、用于評價多孔介質(zhì)流體特性的方法、以及最差情況的氣相NOFB單元推進劑火箭發(fā)動機的示例性分析。多孔-介質(zhì)-護套流體模型圖10中示出了為火箭燃燒腔室構(gòu)造的一個實例多孔介質(zhì)-護套流體幾何形狀。護套的幾何定義1000定義了上面列出的一些參數(shù)。幾何定義1002定義了與護套表面的一部分相關聯(lián)的幾個參數(shù)，標為護套的可變輪廓。幾何定義1004定義了與護套的襯里1006(即， 內(nèi)壁)和多孔介質(zhì)1008相關聯(lián)的幾個參數(shù)。將多孔連續(xù)體流定義為流體狀態(tài)，其中，平均孔和固體障礙尺寸比控制體積的尺寸小得多，運輸過程穿過上述控制體積而進行。將用于此狀態(tài)中的流體流的本構(gòu)方程，應用于平均體積的連續(xù)體特性。對于穿過剛性、各向同性、且同質(zhì)的多孔介質(zhì)的不可壓縮的流體流(例如，對于氣體，馬赫數(shù)小于0.3)的能量、動量和質(zhì)量平衡方程分別是
權(quán)利要求
1.一種再生冷卻式護套，包括流體不能滲透的內(nèi)壁，形成成形腔室；流體不能滲透的外壁；所述內(nèi)壁與所述外壁之間的多孔介質(zhì)基體，其中，所述多孔介質(zhì)基體包括被構(gòu)造為在所述成形腔室的一端處接收冷卻劑流體的入口和被構(gòu)造為在所述成形腔室的另一端處排出所述冷卻劑流體的出口。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)基體包括在所述內(nèi)壁與所述外壁之間提供多個直接熱連接的結(jié)構(gòu)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)基體包括引導所述冷卻劑流體從所述內(nèi)壁到所述外壁的混合的結(jié)構(gòu)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的再生冷卻式護套，其中，引導所述冷卻劑流體從所述內(nèi)壁到所述外壁的混合的所述多孔介質(zhì)基體的結(jié)構(gòu)包括微管。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的再生冷卻式護套，其中，引導所述冷卻劑流體從所述內(nèi)壁到所述外壁的混合的所述多孔介質(zhì)基體的結(jié)構(gòu)包括帶結(jié)構(gòu)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)基體與所述成形腔室的輪廓一致。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)基體包括微流體多孔平版印刷結(jié)構(gòu)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)基體包括微流體多孔金屬泡沫。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)基體對于所述冷卻劑流體是非催化的。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)包括開放細胞狀金屬泡沫。
11.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)包括鋁。
12.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)包括鎳。
13.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)包括不銹鋼。
14.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)具有小于80%的孔隙率。
15.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述內(nèi)壁、多孔介質(zhì)基體、以及外壁由堆疊的、對準的金屬層形成。
16.一種再生冷卻式護套，包括流體不能滲透的內(nèi)壁，形成腔室；流體不能滲透的外壁；所述內(nèi)壁與所述外壁之間的多孔介質(zhì)基體，其中，所述多孔介質(zhì)基體具有小于80%的孔隙率并且包括被構(gòu)造為在所述腔室的一端處接收冷卻劑流體的入口和被構(gòu)造為在所述腔室的另一端處排出所述冷卻劑流體的出口。
17.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)基體包括微流體多孔平版印刷結(jié)構(gòu)。
18.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)基體包括微流體多孔金屬泡沫。
19.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)基體對于所述冷卻劑流體是非催化的。
20.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)包括開放細胞狀金屬泡沫。
21.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)包括鋁。
22.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)包括鎳。
23.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)包括不銹鋼。
24.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述多孔介質(zhì)具有小于80%的孔隙率。
25.根據(jù)權(quán)利要求1所述的再生冷卻式護套，其中，所述內(nèi)壁、多孔介質(zhì)基體、以及外壁由堆疊的、對準的金屬層形成。
26.—種冷卻火箭發(fā)動機的方法，包括使流體推進劑冷卻劑從推進劑箱移動穿過入口端口，穿過設置于所述火箭發(fā)動機的流體不能滲透的內(nèi)壁與所述火箭發(fā)動機的流體不能滲透的外壁之間的多孔介質(zhì)基體；以及穿過出口端口進入所述火箭發(fā)動機的燃燒腔室。
27.—種由堆疊且粘結(jié)的結(jié)構(gòu)制造再生冷卻式護套的方法，包括 為金屬部件的各層應用圖案化設計；對準地堆疊各層；粘結(jié)以形成塊，所述塊在流體不能滲透的內(nèi)壁與流體不能滲透的外壁之間的通路中具有三維流體路徑；以及加工內(nèi)部和外部輪廓，以產(chǎn)生最終尺寸的再生冷卻式多孔介質(zhì)護套。
全文摘要
本發(fā)明提出了關于具有多孔介質(zhì)冷卻劑護套的火箭燃燒腔室的再生冷卻的流體和熱傳遞理論。此模型用來設計再生冷卻式火箭或其他高溫發(fā)動機冷卻護套。本發(fā)明公開了包括不能滲透的內(nèi)壁和外壁以及多孔介質(zhì)通路的冷卻護套。本發(fā)明還公開了一些多孔介質(zhì)冷卻劑護套，它們具有被設計為將熱量從內(nèi)壁直接傳遞至外壁的附加結(jié)構(gòu)，以及被設計為引導冷卻劑流體的從內(nèi)壁至外壁的運動的結(jié)構(gòu)。本發(fā)明還公開了制造這樣的護套的方法。
文檔編號F02K9/34GK102308077SQ200980156245
公開日2012年1月4日 申請日期2009年12月8日 優(yōu)先權(quán)日2008年12月8日
發(fā)明者戴維·J·費希爾, 杰克·梅里爾·弗賴爾, 格雷格·蒙加斯, 阿達姆·波洛克·倫敦 申請人:火星工程有限公司