CN102308077A - 再生冷却式多孔介质护套 - Google Patents

Abstract

本发明提出了关于具有多孔介质冷却剂护套的火箭燃烧腔室的再生冷却的流体和热传递理论。此模型用来设计再生冷却式火箭或其他高温发动机冷却护套。本发明公开了包括不能渗透的内壁和外壁以及多孔介质通路的冷却护套。本发明还公开了一些多孔介质冷却剂护套，它们具有被设计为将热量从内壁直接传递至外壁的附加结构，以及被设计为引导冷却剂流体的从内壁至外壁的运动的结构。本发明还公开了制造这样的护套的方法。

Description

再生冷却式多孔介质护套

发明人：格雷格·蒙加斯(Greg Mungas)，戴维·费希尔(David Fisher)，杰克·梅里尔·弗赖尔(Jack Merrill Fryer)，及阿达姆·波洛克·伦敦(AdamPollok London)

相关申请的交叉引证

本申请要求2008年12月8日提交的名称为“Regeneratively CooledPorous Media Jacket”(再生冷却式多孔介质护套)”的美国临时专利申请No.61/120,776的优选权的权益，特别地，将其公开或教导的全部内容通过引证结合于此。

此技术部分地由NASA/共享服务中心所管理的NASA合同NNX09CB12C资助。美国政府可以享有本发明中的某些权利。

背景技术

火箭技术中的研究已经在火箭发动机、推进剂和动力设计中进行了许多改进。然而，留下至少一个问题。火箭发动机在运行期间产生高温燃烧气体和大量热释放。将材料、结构和冷却方法设计为承受这种极端的工作温度和/或从暴露于热燃烧气体的较低温度的材料散热，而不损失发动机的性能并且不损失发动机结构本身的完整性，这是一个困难的工程学挑战。在发动机运行期间，所涉及的温度可能达到(并可能超过)3450°K(大约3200℃)。没有有效的冷却，许多材料典型地无法用于发动机，因为发动机的运行温度会接近或超过这些材料的熔点，或会导致材料在结构特性较差的材料的温度状态下运行。此外，由于与较低的温度相比，在升高的温度处存在高活性的气体分子，所以典型地，在与内部燃烧腔室表面接触的气体边界层中的燃烧气体对这些材料具有更大的腐蚀性。冷却与内部燃烧腔室表面接触的气体边界层，会降低活性组分的浓度，并由此使燃烧气体的化学腐蚀性质变弱。另外，即使在发动机停机之后，除非发动机在发动机运行期间完全冷却，否则，包含于发动机中的残余热量可能回渗，并损坏或毁坏发动机系统中别处的温度敏感部件(例如，具有低温阀座的启动发动机阀、易于过热的螺线管、或具有可能在典型的发动机温度下熔化的标准绝缘的电线、或以上部件的任何组合)。现有的冷却手段无法在发动机运行期间和/或之后提供适当的冷却。

发明内容

这里描述和要求的实施方式通过提供用于再生冷却式火箭发动机(包括在非常高的温度下运行的火箭发动机)的材料和方法，解决上述问题。再生冷却式护套包围发动机的燃烧腔室，并且冷却剂流体流过形成于护套的外部与护套的内部之间的填充有多孔介质的通路。在一个实施方式中，护套的内部形成燃烧腔室的内边界。通路包括具有多孔介质元件的材料，以允许冷却剂流体流过通路。在一些实施方式中，这些材料包括低温非耐热金属，例如镍或铝。

用在2008年12月8日提交的名称为“Nitrous Oxide Fuel BlendMonopropellants(一氧化二氮燃料混合单元推进剂)”的相关美国专利申请No.12/268,266中所公开的一氧化二氮燃料混合单元推进剂，作为这里公开的冷却剂流体的例子，该专利通过引证结合于此，但是也可能使用其他单元或双元推进剂以及其他流体。另外，再生冷却式护套可使用的点火系统的类型，可能随着所使用的推进剂的类型而改变。再生冷却式护套可使用的金属，可能随着所使用的推进剂的类型而改变，因为在一个实施方式中可能希望该金属对于特定的推进剂是非催化的(noncatalytic)。

这里公开的使用再生冷却式护套的火箭发动机，可能用于冷却大型火箭发动机(例如，运载火箭(launch vehicle)中的那些火箭发动机)、小型火箭发动机(例如，用来控制宇宙飞船或卫星中的飞行姿态的那些火箭发动机)、或其他发动机应用。应该注意，气体产生、功提取(例如，通过活塞或涡轮机)、以及基片(substrate)加热也可有效地用于此技术。

在此公开中，“大约”和“近似”旨在表示“加上或减去10％”。在这里，还描述并列举了其他实施方式。

附图说明

图1示出了使用实例再生冷却式火箭发动机的运载火箭。

图2示出了使用实例再生冷却式火箭发动机的卫星。

图3示出了包含再生冷却式多孔介质护套的实例推进器热模型火箭发动机的横截面几何形状。

图4示出了实例再生冷却式多孔介质护套的冷却剂路径的横截面几何形状。

图5示出了用通过平版印刷(lithographic)方法制造的一些层来制造实例再生冷却式多孔介质护套的方法。

图6示出了用金属泡沫(metal foam)零件制造实例再生冷却式多孔介质护套的方法。

图7示出了再生冷却式多孔介质护套的进口歧管的一个实例实施方式。

图8示出了再生冷却式多孔介质护套的进口歧管的另一实例实施方式。

图9示出了表示通过多孔介质再生冷却式护套的压降数据的图表。

图10示出了为一个实例火箭燃烧腔室而构造的多孔介质护套流体几何形状。

图11示出了一个实例传热模型几何形状和热节点网络(thermal nodenetwork)。

图12示出了由平版印刷方法制造的多孔介质重叠六角形结构的实例结构的特写。

图13示出了位于具有如在实例6中讨论的多孔介质护套的原型火箭燃烧腔室中的热电偶和燃烧腔室压力端口的实例位置。

图14示出了实例6中描述的示例性原型发动机随时间变化的实例燃烧腔室压力。

图15示出了由位于所示位置的实例热电偶所记录的实例6中描述的示例性原型发动机随时间变化的温度。

图16示出了具有实例6中描述的肋的实例冷却护套。

图17示出了具有引导冷却剂流的叶片(vane，轮叶)的实例冷却护套。

图18示出了具有引导冷却剂流的微管(microtube)的实例冷却护套。

具体实施方式

图1和图2分别示出了这里公开的与运载火箭一起使用的再生冷却式火箭发动机和飞行姿态控制火箭发动机的实例。在图1中，将火箭前端102固定在火箭本体104上，火箭本体包括推进剂箱。点火界面106位于火箭本体104与燃烧腔室108之间，将其注入膨胀喷嘴110中。在图示中，将把火箭从左侧推进至右侧。燃烧腔室108包括再生冷却式多孔介质护套，冷却剂流体(例如，液体或气体)可流过该护套，以冷却火箭发动机112。

在图2中，卫星200包括卫星本体202和两个太阳能电池板204与206。将许多火箭发动机208、210、212、214和216固定至卫星本体202，以用于控制卫星200中的飞行姿态。每个火箭发动机208、210、212、214和216包括再生冷却式多孔介质护套，冷却剂流体(例如，液体或气体)可流过该护套，以冷却火箭发动机。

图3示出了具有多孔介质护套的再生冷却式发动机300的一个实例使用。在此实施方式中，用作冷却剂流体的一种或多种未燃烧推进剂进入入口管302，并行进穿过由多孔介质填充的通路304。多孔介质填充火箭发动机316的内壁312和外壁314之间的通路，并与两壁热接触。多孔介质用来允许冷却剂流过通路304，并增加从燃烧腔室308到流动的冷却剂中的传热。通常用实线箭头表示冷却剂流。

然后，冷却剂/推进剂从通路304流经注入头(injection head)306，并进入发生放热反应的燃烧腔室308。这样，冷却流体在燃烧腔室308中点燃。燃烧气体行进穿过喉部收缩段309，并通过成形(contoured，具有一定轮廓的)喷嘴或膨胀喷嘴310将其加速。通常用虚线箭头表示燃烧气体的路径。通过加速物质(例如，燃烧气体)穿过膨胀喷嘴310，产生推力。除了推力产生以外，还可能在这样的系统中使用这里公开的再生冷却式护套，在该系统中，燃烧腔室用于气体产生、功提取(例如，通过活塞或涡轮机)、以及基片加热。

燃烧气体的压力和温度非常高，特别是在喉部309的区域中。火箭发动机300的内壁314是由其内侧上(例如，面向燃烧腔室)的燃烧气体来加热，并由流过其外侧(例如，面向通路304)上的多孔介质的冷却剂/推进剂来冷却。

图4示出了再生冷却式多孔介质护套400的一个实例实施方式。进入的冷却剂流体(所有或部分燃烧反应物/推进剂)通过入口界面412进入发动机，用管代表入口界面，虽然也可能使用其他入口界面。通过歧管407将流体分配在护套400内的通路405中。用多孔介质406填充通路405，以允许流体流过护套400内的通路405。流体围绕通路405的圆周流过多孔介质406，并沿着燃烧腔室的轮廓和发动机的喉部从入口界面412流至注入头(未示出，但是大约位于409处)附近的通路405的端部。由燃烧腔室壁404和外侧壳体408限制通路405内的流体路径。燃烧腔室壁404和外侧壳体408两者是流体流不能渗透的膜，将流体保持在通路405内。

多孔介质406和通路405终止于喷注头(injector head)的附近。可将适于与期望的推进剂一起使用的喷注头与护套400在409处集成。将在燃烧腔室402中产生的热量与进入的推进剂耦合，由此达到相对冷的推进器温度(按照火箭推进器标准)。

在火箭技术领域，多孔介质实际上将允许气体和二相推进剂用作发动机冷却剂，这一认识之前并未被人们所认识到，并且这不是显而易见的。与论证关于进入液体冷却剂的热传递的限制热通量估计的初步试验不同，为了开发这样一种发动机，其能够1)用气体冷却，2)用气相+液相(二相)冷却，或3)替代地用液体冷却但是对在冷却剂护套中产生气体(以及对应的热点)的液膜沸腾不敏感，这需要一种更完整的系统模型，并需要理解发动机与多孔介质中的复杂流体和传热环境。

在产生具有气相冷却剂的护套设计中，可以改变多孔介质护套的一些示例性参数，包括但不限于，护套孔隙率(porosity)、护套导热率(通过选择护套材料)、护套有效孔直径和引导流动的微流体通道(micro-fluidicpassage)的总体形状、以及最后的护套间隙。这些参数都是可改变和优化的，以产生这样的护套设计：该护套确保暴露于高气体温度的发动机中的变化热通量的关键发动机表面的充分冷却，同时将移动穿过护套的冷却剂的核心压降减到最小。对于气相推进剂，护套设计中的附加限制是，当局部孔隙气体移动穿过微流体通道时，该气体为声速。与液体推进剂不同，局部微流体气相速度被限制为声速，并且经历不同的压降特性，其可能剧烈如同气体达到这些声速。因此，在护套的设计中，确保局部孔气体速度适当地保持在声速之下，是一个附加的整体护套设计限制。最后，当大量流体对流在温度梯度下移动穿过多孔介质时，大量流体对流的性质与确定传热中的增强相关。例如，在喉部附近，高速流体产生足够的湍流，以帮助混合内外护套壁之间的流体，并增强护套传热特性。为了在冷却剂移动得较慢的护套的截面中得到此相同的效果，可以减小护套间隙(以增大压降为代价)，或者，嵌在多孔介质中或作为其一部分的附加结构可能帮助迫使流体混合。

烧结金属介质可由微小的金属颗粒形成，这些金属颗粒被放置于模具中、机械地压缩、并被加热，直到颗粒粘结在一起为止。可改变压缩和温度的等级，以产生具有大范围变化的机械和流动特性的材料。所产生的材料的范围可能从实心金属零件到高度多孔金属基体(matrix)，这取决于所选择的基础介质和烧结过程。多孔金属基体零件在过滤、分散、混合、催化反应、流动稳定性和降噪中广泛地使用。然而，将其作为热交换器的使用通常限制于压降不是主要的设计因素的应用场合。

金属泡沫是用来描述存在实心金属和开放或闭合的细胞状空隙(void，孔洞)的基体的广义术语。可用许多方法形成金属泡沫；只要最终产品包含空隙，便将该材料叫做“金属泡沫”。如果这些空隙是连接的，那么将此泡沫叫做“开放细胞状的(open-celled)”，如果它们不是连接的，那么将此泡沫叫做“闭合细胞状的(closed-celled)”。开放细胞状的泡沫可能仅包括3％的起始介质密度，比表面积接近50in²/in³。换句话说，基体内的多达97％的体积包含开放的流动路径。将此类型的多孔介质叫做具有97％的孔隙率(ε)。为了在将传热表面积增到最大的同时将压降减到最小，开放细胞状泡沫形式的多孔介质表现出是有希望的，以促进火箭推进器的某些实施方式和其他发动机的再生冷却。

在下面的实例3中讨论了多孔介质的特性的选择以及火箭发动机的再生冷却式护套的设计的细节。简要地，火箭的功能提出了一些限制。例如，当冷却剂从通路流出并流入发动机的燃烧腔室时，希望保持压力。这样，从入口到注入头的大压降是不利的。如果压降过大，那么可能增加发动机尺寸和质量，以达到规定的推力等级，并且在一些极端的情况中，推进剂可能无法在适当的等级下维持燃烧。在一个实施方式中，如果压降超过所储存的推进剂压力的大约10％(对于从推进剂箱到燃烧腔室的整个推进系统)，那么可能在箱中留下过多的未使用的推进剂。具有过大孔隙率的多孔介质将不会导致不可接受的高压降，但是其也将不能有效地将热量从发动机传出，因为其在很大程度上是从燃烧腔室提供主要传热机制的护套通路内的多孔介质基材(不是流体)的体积。因此，选择孔隙率，以在压降和传热之间提供恰当的平衡。这里公开的实验已经建议：对于用于火箭发动机的材料来说，具有通常不超过约80％的孔隙率的材料提供可接受的平衡。在一些实施方式中，可接受的孔隙率是大约50％至60％。如以上指出的，并如在下面的实例3中详细说明的，可能选择不同的孔隙率，以与不同的推进剂一起使用，因为各种推进剂具有不同的导热率并且在不同的温度之上它们可能退化。

护套的形状也是功能限制的特性。喉部区域是最需要散热的区域。然而，因为多孔材料在喉部的内/外周长比多孔材料沿着发动机的中心轴线的其他地方的内/外周长短，所以，如果护套间隙保持恒定，那么，多孔材料在喉部的环形横截面面积(与流动方向垂直)比多孔材料在沿着中心轴线的任何其他点的环形横截面面积小。护套间隙的设计可确保，移动穿过发动机喉部附近的微流体通道的护套气体适当地保持在局部声速以下，以避免过大的护套压降。然而，如果间隙过大，那么，护套无法充分地冷却发动机喉部，导致发动机故障。在许多发动机构造中，此发动机喉部区域典型地具有来自燃烧腔室的最高传热率，并对以上确定的关键设计参数敏感。在实例3中对这些关系进行量化。

虽然存在许多制造多孔介质推进器的方法，但是一些方法比其他方法更合适。这里略述了两种示例性方法，通过这两种方法，可实现相似的结果。在这些方法的选择之间，成本、可重复性、整体复杂性、材料可用性、设备可用性、推进器设计、冷却剂流体选择、以及推进器几何形状是可能的鉴别因素。然而，这两种方法可产生同样功能的推进器。第一种方法是堆叠及粘结的平版印刷方法，而第二种方法是机加工及装配的方法。两种方法依赖于燃烧腔室的轮廓和多孔介质预定义，以开始制造。

实例1-平版印刷方法

在图5中略述了光刻制造方法。在堆叠且粘结的平版印刷制造方法中，制造有限的层，当堆叠并粘结时(沿着发动机的轴线)，这些层组成燃烧腔室、多孔介质通路、以及受压壳体(pressure shell)(以从发动机的内侧到发动机的外侧的顺序)。沿着推进器的推力轴线，腔室轮廓变化，以阻止通过喉部区域的流动，并使通过膨胀喷嘴的流动膨胀，以产生推力。

多孔介质的内部尺寸变化，以与燃烧腔室轮廓保持一致，并且多孔介质的外直径将变化，以控制护套间隙和微流体几何形状，以在将通过护套的压降减到最小的同时控制冷却。在堆叠层中建立三维多孔介质护套，并且典型地，将其熔合地粘结(施加热量和压力)，以允许各层粘结并形成整体式结构。随后，可从此整体式块中机加工出发动机的核心以及外部发动机特征，提供将燃烧腔室与护套隔开的密封壁以及密封的外护套壁。为了在至少一个实施方式中提供此三维几何形状，将每层与推进器轴线垂直地定位。这些有限的层包含所有这些特征：当堆叠在彼此的顶部上时，在得到的推进器中产生期望的推进器几何形状。因此，这些层包括允许流体从推进器的进入端口流至多孔介质的入口的特征，以及在推进器内的特定层位置产生多孔介质所需的特征。

限定多孔介质的特征将通常包含在再生冷却剂路径的外直径和内直径之间的环状空间内。典型地，将此设计以一些薄片布置，薄片的每个元件代表堆叠结构的单层。每层包括一圈已经蚀刻或用其他方式施加至该层的多孔介质材料。此外，这圈多孔介质的直径对该层及其在这堆中的位置来说是特定的。例如，用于堆叠结构的喉部区域中的层的圈的直径，比用于注入头附近(例如，图4中的护套400的顶部附近，在409处)的层的圈的直径小。圈直径的这些变化影响护套内的多孔介质的轮廓，如图4所示。各层还可包括附加的发动机特征，例如通向护套微流体介质入口进入端口和护套出口通道。

虽然也可能使用紧密间隔的正方形、矩形、弧形截面、或其他横截面形状，但是紧密间隔的六角形是多孔介质的有限层的一个良好的近似。所选形状的位置通常在不同的层之间偏移，以增加多孔介质的弯曲度(tortuosity)，并且以此方式，可在从介质到冷却液的传热与冷却液在多孔介质内的压降之间形成平衡。通过在限制于多孔介质的外直径和内直径之间的区域中设计这些重复的形状，并通过增加限定其他流体通道的特征，可产生用于推进器的有限层的设计。这些图案的平版印刷设计502指示出从每个金属层去除材料的地方。可贯穿护套或者只局部地在期望附加的流体混合的地方，特别是在护套流速典型地较低的区域中，应用这些增强。

一种替代的微流体设计是这样的，其中，制造用于多孔介质护套的微管束(microtube bundle)。允许微管束具有围绕大约平行于发动机轴线的轴线的较慢的扭曲，使得当流体移动穿过护套时，将冷却剂暴露于热的内侧护套壁与较冷的侧外护套壁两者(例如，见图18的微管束)。此设计通过利用护套的内壁与外壁之间的强制流体对流来增强热传输，有效地增强了多孔介质基体的导热性。换句话说，微管束在护套的内壁与外壁之间提供了冷却剂的控制流，迫使冷却剂从热内壁流至相对较冷的外壁。也可使用其他结构，例如扭带(twist ribbon)结构(例如，见图17的带结构(ribbonstructure))，其可引导冷却剂以旋涡运动穿过多孔介质，在护套的内壁与外壁之间产生冷却剂的控制流。

由于接近多孔介质所需的切口是复杂的，所以对此设计阶段使用计算机程序是有利的。当在推进器的推力轴线向下重复此过程时，在产生的护套内产生用于三维多孔冷却剂通路的设计。

六角形的重叠程度决定了通过基体的任何流体的路径的弯曲度。各个六角形的此尺寸以及层之间的重叠在设计者的控制之下，因此材料可具有期望的孔隙率或弯曲度。在图12中示出了重叠栅格的特写。在一个实施方式中，已经发现，用于与NOFB单元推进剂一起使用的功能孔径大小是大约10/1000至15/1000英寸。对特定系统的期望的孔径大小的选择，取决于各推进剂和基体材料的物理和热特性，如实例3所示。

作为初始操作，对金属部件(例如，箔层)应用平版印刷设计502。此应用过程可能通过许多方法来实现。例如，掩模和化学蚀刻金属箔提供可重复的且可靠的制造层的方法。可通过将此设计传递至透明材料来开始此过程，以产生平版印刷掩模。接下来，对构成推进器的各层的箔材料应用紫外光敏材料。当将掩模放在紫外光敏材料上时，对该组合物施加紫外光，导致紫外光敏材料在特定区域中变硬，以保护那些区域不受蚀刻。也就是说，可用化学方法去除每个紫外光敏材料不接收紫外光的区域(即，由掩模隐蔽的那些区域)，仅留下由紫外光敏材料的变硬保护涂层覆盖的箔区域。

蚀刻操作504去除未由变硬的紫外光敏材料覆盖的金属材料。在一个实施方式中，通过将箔放在化学品槽中来实现蚀刻。分离操作506将所蚀刻的金属箔彼此分离，以产生各个箔层(例如层508)。堆叠操作510以一定顺序堆叠各个层，其产生与图3和图4所示的多孔介质轮廓相似的多孔介质轮廓。将一实例层堆示出为堆512。对准操作514将所堆叠的层对准，以保持精确流动路径，如所对准的堆516中所示。可通过基准面、定位销、或一些其他适当的夹具，来实现对准。

粘结操作518粘结各个层，以由许多单独的层形成单个块520。可利用辅助结合剂形成粘结；然而，使用扩散粘结可能是有利的。一种类型的可能使用的粘结叫做“层压箔粘结”，虽然可能使用其他类型的粘结。另一种类型的可能使用的粘结叫做“层压箔有限应变固态扩散粘结(Strain-Limited Solid-State Diffusion Bonding)”。扩散粘结是这样一种过程，彼此紧密靠近的受激原子可能通过该过程跃过层之间的边界。当足够的这些原子形成此跃迁时，形成粘结。所有层的粘结使得由许多各个层形成单个块520。通过在负载下将这些层推至一起，产生紧密接近性，并且通过热量产生原子级别的激励。应该注意，这并不是将这些层熔合在一起。它们只是扩散至彼此中，结果是由这些层形成单个块520。

也可能在子单元中实现这些层的粘结(其中，多个层组成一个子单元)。可能粘结各个子单元(例如，使用层压有限应变固态扩散粘结)，然后，接着可能将多个子单元粘结在一起，以形成整个护套结构。在一些实施方式中，在总层的大约1/5至1/10的子单元中粘结这些层，然后将5个至10个子单元粘结在一起。建造且然后粘结子单元的方法，可能减小通过在整个护套结构上粘结各个层而导致的扭曲的可能性。

作为一个实例，在以下实验中试验的推进器是大约2英寸长。此尺寸的推进器可能由平版印刷薄片的3000至5000个单独的层制成。当增加发动机尺寸时，各个层的厚度可能保持大致相同，或也可能以线性或小于线性的方式增加。

另外，可能通过被称为“应变粘结(strain bonding)”的方法执行粘结。在此方法中，将这些层对准，并将它们放在两个非柔性的陶瓷板之间。当对此夹心结构施加热量时，平版印刷层的金属加热，以导致相邻的层形成粘结。

在粘结操作518之后，加工操作522将单个块520加工成其最终尺寸，产生再生冷却式多孔介质护套524。在一个实施方式中，因为粘结过程需要对准和均匀压力，所以，用预蚀刻的最终尺寸制造推进器是不实际的，虽然其他实施方式可能允许预蚀刻。将在结构内部包含成形多孔介质的块520，加工成最终尺寸。可用许多方法来执行加工，但是，传统的金属制造方法(即，铣削、车削、磨削和钻孔)是通常可接受的。然后，最终护套524可接收操作/测量推进器所需的任何辅助硬件(即，入口端口、测量端口、喷注头、压力盖、点火机构、以及用于机械界面或测量的辅助硬件)。

总而言之，图5示出了一种由堆叠且粘结的结构产生再生冷却式多孔介质护套的方法。通过对金属部件的各个层应用图案化的设计，来启动此过程。应用过程可能包括，但不限于，化学蚀刻、激光切割、机加工(CNC或手动)、冲压、剪切、放电加工(EDM)、水射流切割、等离子体切割、或其任何组合，虽然已经发现化学蚀刻特别适于制造大量具有非常可重复的结果的薄箔。将各个层对准地堆叠，然后将其粘结以形成块，该块具有在不能渗透的内壁与不能渗透的外壁之间的通路中的三维流体路径。加工块的内部和外部轮廓，以产生最后尺寸的再生冷却式多孔介质护套。加工操作可使用传统的加工(CNC或手动的)、EDM、磨削、或其任何组合。完成的护套可接收入口端口、测量端口、喷注头、压力盖、点火机构、以及用于机械界面或测量的辅助硬件。

实例2-加工金属泡沫

参考图6描述了一种制造再生冷却式多孔介质护套的替代方法，包括加工和装配。该制造方法依赖于更传统的机械设计和制造方法。一开始，未装配的护套是单独部件的形式：内壁600(其限定燃烧腔室)、两个半部的多孔介质602和604、以及两个半部的外壁606和608。用于内壁600的候选材料包括，但不限于，铜、铝、镍、镍合金、不锈钢、铌、铼、钽、钼、碳、碳-碳合成物、或其合金/组合。具有更高导热率的材料对特定的应用是有利的；然而，为期望的燃烧过程选择腔室材料。不是所有的材料均能用传统的加工进行制造，因此使用适当的工艺。用于多孔介质半部602和604的候选结构可包括开放细胞状金属泡沫、烧结多孔介质、烧结/扩散粘结屏、或其组合。用于多孔介质半部602和604的材料可包括，但不限于，铜、铝、镍、镍合金、不锈钢、铌、铼、钽、钼、或其合金。

可通过加工(手动或CNC)、EDM、心轴挤压、或其组合，来实现为内壁材料形成多孔介质半部602和604。为了实现燃烧腔室的有效冷却，在多孔介质602、604与内壁600之间保持有效的热接触。一种实现良好的热接触的方法是使用铜焊或其他高温芯吸材料(wicking material)。此方法提供了从燃烧腔室到多孔介质中的导热路径。然而，当使用铜焊时，应小心避免使芯吸材料进入介质602、604的孔中。如果使介质602、604的孔堵塞，那么可能改变介质602、604中的传热，并且推进器可能表现得不可预测。此外，将多孔介质602、604结合至内壁600的方法应产生这样的接合部，其将经受得住极端的工作温度，与冷却剂流体不反应，帮助传热，并抵抗热循环退化。

分别地设计(通常在实体建模程序中)并制造这些部件。材料选择限定了制造方法。对于传统材料，标准的加工技术(即，铣削、车削、磨削和钻孔)是可接受的。然而，如果使用特殊材料，制造方法适合于该材料。在一个实施方式中，包围燃烧腔室的内壁600是单个零件，虽然对此部件可使用多个零件。将多孔介质半部602和604装配在内壁600周围，并且将用于受压壳体的外壁半部606和608装配在多孔介质半部602和604及内壁600的周围。为了适应火箭推进器的收敛发散性质，已经发现，将部件分成两半以将其装配在单个内壁600上是有利的，虽然可能使用其他装配构造。

多孔介质材料也会影响制造方法。如果多孔介质材料表现出足够的强度，以承受加工工具的压力，那么可使用标准的加工技术。然而，如果加工工艺改变了孔、破坏了粘结、或以其他方式使多孔材料变形，那么可能考虑替代的制造工艺。候选多孔材料包括开放细胞状金属泡沫(例如，ERG

)、烧结金属介质、扩散粘结屏(例如，MKI

)、或其组合。当选择材料和制造方法时，典型地，应将内壁和外壁设计为与多孔介质良好地匹配。在大多数情况中，多孔介质还为处于流体压力下的护套壁提供结构整体性。

为了实现从燃烧腔室到多孔介质通路内的冷却剂流体的良好传热，典型地，希望在燃烧腔室与多孔介质之间具有良好的热接触。除非在压力下将两个零件保持在一起或者具有非常平滑的接触表面，否则，都会存在明显的热接触阻力。接触阻力会阻碍从一个部件到另一个部件的热流动。然而，通过用另一传导材料填充间隙，可减小接触阻力。此外，为了使多孔介质通路承受负载并帮助在结构上支撑这些壁，可将多孔介质粘结至这些壁。一种在多孔介质与这些壁之间实现粘结的有效方法是，通过将多孔介质铜焊至燃烧腔室。铜焊用作热量和机械负载可在其中传递的介质。燃烧腔室与多孔介质之间的铜焊是一种将多孔介质以热和机械方式接合至燃烧腔室的有效方式。

外壁半部606和608形成受压壳体，以迫使冷却剂流过多孔介质602、604，在推进器周围形成密封。装配这些零件，以能够处理预期的压力和温度，而不允许冷却剂流体通过外壁606、608泄漏。材料选择和粘结方法将取决于推进器的热设计(例如，已将焊接确定为特别合适的粘结技术)。

在图6中，将外壁606、608示出为两个半部部件。然而，根据几何形状，其可能作为单个壳体在多孔介质上滑动。无论选择什么几何形状，受压壳体均在再生冷却式介质的外侧上形成不透流体的密封。由于焊接密封不会在升高的温度下退化的事实，所以焊接此界面可能是有利的。焊接将外壁半部606和608与多孔介质半部602和604结合，并沿着彼此成180度的接合部将两个外壁半部606和608彼此结合，以形成护套610。然后，护套610可接收操作/测量推进器所需的任何辅助硬件(即，入口端口、测量端口、喷注头、压力盖、点火机构、以及用于机械界面或测量的辅助硬件)。

已经用不锈钢、镍、铜和铝材料试验过再生冷却式火箭发动机。可能基于材料的温度特性以及它们与所使用的特定推进剂的非活性，来选择材料。在一些情况中，可能改变金属表面，以避免催化活性，同时保持金属的传热特性。

图7示出了进入再生冷却式多孔介质护套700内的多孔介质再生冷却剂路径(例如，通路)的径向注入。在此实施方式中，冷却剂流体(所有或部分火箭燃烧反应物)进入入口管702。入口管702使冷却剂流体在环形空隙706中围绕护套700的底座周向地流动，环形空隙在外侧上由护套700的受压壳体限制并且在内部上由多孔介质704限制。冷却剂流体还穿过多孔介质704向内径向地进入再生冷却剂路径，朝着注入头(未示出，但是在图7所示的透视图中，位于护套700的顶部)向上进入护套700的内部。环形空隙706可通过向外延伸受压壳体的边界而产生，或通过从多孔介质去除材料而产生(如图7所示)。在多孔介质是均匀的并且在轴向方向上具有与径向方向上的空隙相似的空隙的情况中，径向注入是适当的。然而，如果空隙是各向异性的，那么，径向注入会使设计复杂，或可能根本不可能。

图8示出了进入再生冷却式多孔介质护套800内的多孔介质再生冷却剂路径(例如，通路)的轴向注入。在此实施方式中，冷却剂流体(所有或部分火箭燃烧反应物)进入入口管802。入口管802使流体在环形空隙806中围绕护套800的底座周向地流动，环形空隙在底部上由燃烧腔室限制，在内侧上由燃烧腔室(内壁)限制，在外侧上由外壁限制，并且在顶部上由多孔介质804限制。在堆叠层结构的情况中，环形空隙在所有侧面上由组成上述部件的堆叠层限制。冷却剂还向上轴向地穿过再生冷却剂路径，朝着注入头(未示出，但是在图8所示的透视图中，位于护套800的顶部)向上进入护套800的内部。在多孔空隙集中在轴向方向上的情况中，此注入方法是有利的。这样的情况包括堆叠层构造方法，其中，在堆叠方向上比在径向方向上更容易制造互相连接的空隙。

图9示出了表示通过多孔介质元件的压降数据的图表900。限定多孔介质流，以对火箭推进器提供足够的冷却，同时对燃烧过程允许足够的推进剂流。为了简化表现多孔介质的特征，在元件的厚度中具有恒定的横截面通常是有利的。也就是说，具有恒定尺寸的同质(homogeneous)多孔介质是所希望的。所述多孔元件应该是固定的和用仪器装备的，使得可测量质量流量(mass flow)、上游压力和下游压力。如果对燃烧过程使用可压缩流体(即，气体或二相流体)，那么，通过以图表画出流体的质量流量和压力的平方差的关系，可更精确地说明压降。为了完成图表900，对三个参数(例如，质量流量、入口压力、或出口压力)收集数据。二次曲线902可拟合所收集的数据，并且产生二次回归的线性和二次系数。测试元件尺寸和测试流体特性的知识允许提取流动系数(flow coefficient)。方程式904涉及对渗透率的二次系数和与达西渗流相关联的流动系数。在904中，参数与实例3一致：P1-入口压力，P2-出口压力，R-气体常数，T1-测试温度，L-多孔路径的长度(多孔元件的厚度)，C-形状系数，

-质量通量(mass flux)(质量流量/流动面积)，μ-动态粘度，K-渗透系数。在实例3中概述的后续分析中使用形状系数和渗透系数。

实例3-用于再生冷却式护套的设计的模型

这里公开的是一种为了以下目的而将多孔介质包含在再生冷却式火箭燃烧腔室护套内的系统级分析流体模型，该目的是，表现多孔介质在此类型的应用中允许火箭推进器对气相推进剂起作用的能力。在此实例中，解决了典型地最差情况的(在冷却和护套压降能力方面)气相NOFB单元推进剂火箭发动机的特殊设计问题，虽然也可能在这些教导的基础上处理不同类型的发动机。在已经包含的美国专利申请No.12/268,266中，可发现NOFB单元推进剂的更多细节。

通常，流体的导热性限制进入再生冷却式燃烧腔室的热传递。然后，这限制了流体冷却燃烧腔室壁的冷却能力。在最差的情况中，与液体相比，气相具有如此低的导热率，使得在状态从液体转变至气体存在(即，出现沸腾)的地方，容易出现热点。此过程可以是自动供给式的，因为在已经从小点火区开始的小热点附近将自然地出现更多沸腾，并且这些热点区域的尺寸将自然地增加。在许多情况中，生长的热点区域会导致热故障，并损失材料的结构完整性。

变量和参数定义

<T>＝平均体积的多孔介质温度

T_jo＝护套外壁温度

T_j＝多孔基体护套节点温度

T_ji＝护套内壁温度

T_cw＝腔室壁温度

T_ce＝腔室自由流气体温度

T_aw＝腔室绝热壁温度

q″_cw＝进入腔室壁的热通量

q″_ji＝进入护套内壁的热通量

p＝护套推进剂(流体)压力

P′_j＝护套压力梯度(沿着等压线)

ρ_f-护套推进剂(流体)密度

u_j＝冷却剂护套多孔介质流体速度(达西)

u_ce＝腔室侧自由流速度

μ_f＝流体粘度

μ_e＝有效多孔基体流体粘度

μ_cbl＝燃烧边界层平均气体粘度

c_p，f＝流体比热

c_p，j＝护套间节点流体比热

c_p，cbl＝平均燃烧边界层比热

k_j＝关于护套流体的导热率

k_liner＝关于腔室衬里的导热率

k_s＝关于多孔基体结构的导热率

k_e＝关于填充流体的多孔基体的有效导热率

R_liner＝关于腔室衬里的热通量有效热阻

R_cbl＝关于燃烧气体边界层的热通量有效热阻

ε＝护套孔隙率

K＝护套渗透率

C＝形状系数

D-关于流体弯曲度的实验热流增加参数(experimental heat flowaugmentation parameter for fluid tortuosity)

G＝关于实心基体弯曲度的实验热流增加参数

t_j＝局部护套流体间隙，

t_liner＝局部腔室壁厚度

r_j-到护套中心的半径，

r_ji＝到护套内壁边缘的半径

r_c＝到腔室内壁的半径

以下描述了理论模型开发、用于评价多孔介质流体特性的方法、以及最差情况的气相NOFB单元推进剂火箭发动机的示例性分析。

多孔-介质-护套流体模型

图10中示出了为火箭燃烧腔室构造的一个实例多孔介质-护套流体几何形状。护套的几何定义1000定义了上面列出的一些参数。几何定义1002定义了与护套表面的一部分相关联的几个参数，标为护套的可变轮廓。几何定义1004定义了与护套的衬里1006(即，内壁)和多孔介质1008相关联的几个参数。

将多孔连续体流定义为流体状态，其中，平均孔和固体障碍尺寸比控制体积的尺寸小得多，运输过程穿过上述控制体积而进行。将用于此状态中的流体流的本构方程，应用于平均体积的连续体特性。对于穿过刚性、各向同性、且同质的多孔介质的不可压缩的流体流(例如，对于气体，马赫数小于0.3)的能量、动量和质量平衡方程分别是：

$[{\mathrm{\&epsiv;}\left({\mathrm{\&rho;c}}_p\right)}_f+(1-\mathrm{\&epsiv;}){\left(\mathrm{\&rho;}{c}_p\right)}_s]\frac{\&PartialD;<T>}{\&PartialD;t}{+\left(\mathrm{\&rho;}{c}_p\right)}_f(<\stackrel{\&OverBar;}{u}>\&CenterDot;\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;})<T>=k_e{\&dtri;}^2<T>---\left(1\right)$

$\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}<p>=[{\mathrm{\&mu;}}_e{\&dtri;}^2-\frac{{\mathrm{\&rho;}}_f}{\mathrm{\&epsiv;}}(\frac{\&PartialD;}{\&PartialD;t}+\frac{1}{\mathrm{\&epsiv;}}(<\stackrel{\&RightArrow;}{u}>\&CenterDot;\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}))-\frac{{\mathrm{\&mu;}}_f}{K}-{\mathrm{\&rho;}}_{f}C|<\stackrel{\&OverBar;}{u}>\left|\right]<\stackrel{\&RightArrow;}{u}>---\left(2\right)$

$\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}\&CenterDot;<\stackrel{\&RightArrow;}{u}>=0---\left(3\right)$

其中，<>表示在大于分子的平均自由行程且足够大以代表结构多孔介质基体的平均整体性质的体积上的平均特性；

是在整个多孔体积元件上平均的达西速度(不是孔中的流体速度)；f、s、e下标分别表示流体、固体、和有效特性；以及K和C分别代表介质的渗透率和形状系数。注意，方程式3假设，当孔隙中的流体轴向地移动穿过护套时，其密度变化得相对慢。这是合理的估计，假设相对浅的局部温度梯度和压力梯度(平行于速度向量)，这将导致流体密度特别地与设计得很好的(低压降)护套的对应变化。

可用以下方程式代表平行及横切于流动的有效导热率：

k_e＝εk_f+(1-ε)k_s+(k_f-k_s)G    (4)

$k_e^T=\mathrm{\&epsiv;}{k}_f+(1-\mathrm{\&epsiv;})k_s+(k_f-k_s)G+k_f\mathrm{PeD}---\left(5\right)$

其中，G表示基于固体基体对热流的影响(基于基体弯曲度)的实验参数；Pe是佩克莱数(Peclet number)；以及D是用于表示流体弯曲度对增加流体传热的影响的特征的实验参数。因为湍流使导热率的横向分量增加，所以可适当地用方程式(4)来计算进入多孔基体的热传递。

通常，G不是标量的，而是张量，因为其在与有效导热率中的各向异性变化相关联的多孔连续体中具有各向异性变化：

$\tilde{G}=\frac{1}{(1-{\mathrm{\&sigma;}}^2)}[\frac{{\tilde{K}}_e}{k_f}-(\mathrm{\&epsiv;}+(1-\mathrm{\&epsiv;})\mathrm{\&sigma;})\tilde{I}]---\left(6\right)$

其中，σ是固体与流体导热率的比值。然而，对于气体，

接近0。在此情况中，方程式(4)有效地简化为：

k_e＝εk_f+(1-ε)k_s      (7)

对于稳态流，方程式(1)和(2)简化为：

${\left({\mathrm{\&rho;c}}_p\right)}_f(<\stackrel{\&OverBar;}{u}>\&CenterDot;\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;})<T>=k_c{\&dtri;}^2<T>---\left(8\right)$

$\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}<p>=[{\mathrm{\&mu;}}_e{\&dtri;}^2-\frac{{\mathrm{\&rho;}}_f}{{\mathrm{\&epsiv;}}^2}<\stackrel{\&RightArrow;}{u}>\&CenterDot;\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}-\frac{{\mathrm{\&mu;}}_f}{K}-{\mathrm{\&rho;}}_{f}C|<\stackrel{\&RightArrow;}{u}>\left|\right]<\stackrel{\&OverBar;}{u}>---\left(9\right)$

以不引入方位流(azimuthal flow)的图10所示的轴对称几何形状为基础，没有垂直于腔室衬里壁或在方位角方向上的流体流。此外，从方程式(9)中，等压线与平行于腔室壁的流体速度流线垂直。同样，平均达西速度和压力梯度简化为：

$<\stackrel{\&OverBar;}{u}>={\stackrel{\&RightArrow;}{u}}_j=u_j(\sin {\mathrm{\&phi;}}_j\hat{r}+\cos {\mathrm{\&phi;}}_j\hat{z})---\left(10\right)$

$\frac{\&PartialD;p}{{\&PartialD;y}_j}{\hat{y}}_j=[{\mathrm{\&mu;}}_e{\&dtri;}^2-\frac{{\mathrm{\&rho;}}_f}{{\mathrm{\&epsiv;}}^2}({\stackrel{\&OverBar;}{u}}_j\&CenterDot;{\hat{y}}_j\frac{\&PartialD;}{\&PartialD;y_j})-\frac{{\mathrm{\&mu;}}_f}{K}-{\mathrm{\&rho;}}_{f}C{u}_j]{\stackrel{\&RightArrow;}{u}}_j---\left(11\right)$

连续性增加额外的约束：

$\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}\&CenterDot;<\stackrel{\&RightArrow;}{u}>=\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}\&CenterDot;{\stackrel{\&OverBar;}{u}}_j={\sin \mathrm{\&phi;}}_j\frac{{\&PartialD;u}_j}{\&PartialD;r}+{\sin \mathrm{\&phi;}}_j\frac{u_j}{r}+\cos {\mathrm{\&phi;}}_j\frac{{\&PartialD;u}_j}{\&PartialD;z}=0---\left(12a\right)$

识别出：

$\frac{\&PartialD;}{\&PartialD;r}={\cos \mathrm{\&phi;}}_j\frac{\&PartialD;}{{\&PartialD;x}_j}+\sin {\mathrm{\&phi;}}_j\frac{\&PartialD;}{{\&PartialD;y}_j},$ $\frac{\&PartialD;}{\&PartialD;z}={-\sin \mathrm{\&phi;}}_j\frac{\&PartialD;}{{\&PartialD;x}_j}+\cos {\mathrm{\&phi;}}_j\frac{\&PartialD;}{{\&PartialD;y}_j}$

$\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}\&CenterDot;<\stackrel{\&RightArrow;}{u}>=\frac{\&PartialD;u_j}{\&PartialD;y_j}+{\sin \mathrm{\&phi;}}_j\frac{u_j}{r}=0---\left(12b\right)$

$\frac{{\&PartialD;u}_j}{\&PartialD;y_j}=-\sin {\mathrm{\&phi;}}_j\frac{u_j}{r}---\left(12c\right)$

将方程式(10)代入方程式(11)：

$\frac{\&PartialD;p}{{\&PartialD;y}_j}{\hat{y}}_j=[{\mathrm{\&mu;}}_e{\&dtri;}^2-\frac{{\mathrm{\&mu;}}_f}{K}-{\mathrm{\&rho;}}_f{\mathrm{Cu}}_j]{\stackrel{\&OverBar;}{u}}_j-\frac{{\mathrm{\&rho;}}_f}{{\mathrm{\&epsiv;}}^2}({\stackrel{\&RightArrow;}{u}}_j\&CenterDot;{\hat{y}}_j\frac{\&PartialD;}{\&PartialD;y_j})u_j(\sin {\mathrm{\&phi;}}_j\hat{r}+\cos {\mathrm{\&phi;}}_j\hat{z})---\left(13\right)$

假设相对于通路间隙中的流体和热梯度而缓慢改变的流体通路，并将方程式(12)代入方程式(13)：

$\frac{\&PartialD;p}{\&PartialD;y_j}=[{\mathrm{\&mu;}}_e{\&dtri;}^2-\frac{{\mathrm{\&mu;}}_f}{K}+(\frac{\sin {\mathrm{\&phi;}}_j}{{\mathrm{\&epsiv;}}^{2}r}-C){\mathrm{\&rho;}}_f{u}_j]u_j=P_j^{\&prime;}{|}_{y=\mathrm{const}}=\mathrm{const}---\left(14\right)$

其中，方程式(14)是如上讨论的横截面上的常数。识别流体质量通量，

并且C≈10²-10⁹，方程式14变成：

$C{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;2}+\frac{{\mathrm{\&mu;}}_f}{K}{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}+{\mathrm{\&rho;}}_f{P}_j^{\&prime;}{|}_{y=\mathrm{const}}={\mathrm{\&mu;}}_e{\&dtri;}^2{u}_j---\left(15\right)$

注意，通常，

在薄通路横截面上改变，特别是由于将在护套上的强温度梯度的存在下而出现的流体密度和粘度的变化所导致的。

识别出：

$\frac{{\&PartialD;}^2}{\&PartialD;r^2}+\frac{1}{r}\frac{\&PartialD;}{\&PartialD;r}+\frac{{\&PartialD;}^2}{\&PartialD;z^2}=\frac{{\&PartialD;}^2}{{{\&PartialD;x}_j}^2}+\frac{{\&PartialD;}^2}{{{\&PartialD;y}_j}^2}+\frac{1}{r}(\cos {\mathrm{\&phi;}}_j\frac{\&PartialD;}{\&PartialD;x_j}+\sin {\mathrm{\&phi;}}_j\frac{\&PartialD;}{\&PartialD;y_j}),$

那么，可根据局部护套坐标得出方程式(15)的右侧上的粘性损耗项：

${\mathrm{\&mu;}}_e{\&dtri;}^2{u}_j={\mathrm{\&mu;}}_e(\frac{{\&PartialD;}^2{u}_j}{{{\&PartialD;x}_j}^2}+\frac{{\&PartialD;}^2{u}_j}{{{\&PartialD;y}_j}^2}+\frac{1}{r}(\cos {\mathrm{\&phi;}}_j\frac{{\&PartialD;u}_j}{\&PartialD;x_j}+\sin {\mathrm{\&phi;}}_j\frac{{\&PartialD;u}_j}{\&PartialD;y_j}))---\left(16a\right)$

${\mathrm{\&mu;}}_e{\&dtri;}^2{u}_j={\mathrm{\&mu;}}_e(\frac{{\&PartialD;}^2{u}_j}{{{\&PartialD;x}_j}^2}+\frac{\cos {\mathrm{\&phi;}}_j}{r}\frac{{\&PartialD;u}_j}{{\&PartialD;x}_j})---\left(16b\right)$

根据护套质量通量得出粘性损耗项：

$\frac{\&PartialD;{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{{\&PartialD;x}_j}=\frac{\&PartialD;{\mathrm{\&rho;}}_f{u}_j}{{\&PartialD;x}_j}={\mathrm{\&rho;}}_f\frac{{\&PartialD;u}_j}{{\&PartialD;x}_j}+\frac{{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{{\mathrm{\&rho;}}_f}\frac{\&PartialD;{\mathrm{\&rho;}}_f}{\&PartialD;x_j}---\left(17\right)$

$\frac{{\&PartialD;u}_j}{{\&PartialD;x}_j}=\frac{1}{{\mathrm{\&rho;}}_f}\frac{\&PartialD;{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{\&PartialD;x_j}-\frac{{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{{{\mathrm{\&rho;}}_f}^2}\frac{{\&PartialD;\mathrm{\&rho;}}_f}{\&PartialD;x_j}---\left(18\right)$

$\frac{{\&PartialD;}^2{u}_j}{{{\&PartialD;x}_j}^2}=\frac{1}{{\mathrm{\&rho;}}_f}\frac{{\&PartialD;}^2{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{\&PartialD;{x_j}^2}-\frac{2}{{{\mathrm{\&rho;}}_f}^2}\frac{{\&PartialD;\mathrm{\&rho;}}_f}{{\&PartialD;x}_j}\frac{\&PartialD;{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{\&PartialD;x_j}-\frac{{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{{{\mathrm{\&rho;}}_f}^2}\frac{{\&PartialD;}^2{\mathrm{\&rho;}}_f}{{{\&PartialD;x}_j}^2}+\frac{2{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{{{\mathrm{\&rho;}}_f}^3}{\left(\frac{{\&PartialD;\mathrm{\&rho;}}_f}{{\&PartialD;x}_j}\right)}^2---\left(19\right)$

${\&dtri;}^2{u}_j=\frac{1}{{\mathrm{\&rho;}}_f}\frac{{\&PartialD;}^2{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{{{\&PartialD;x}_j}^2}-\frac{2}{{{\mathrm{\&rho;}}_f}^2}\frac{{\&PartialD;\mathrm{\&rho;}}_f}{{\&PartialD;x}_j}\frac{{\&PartialD;\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{{\&PartialD;x}_j}-\frac{{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{{{\mathrm{\&rho;}}_f}^2}\frac{{\&PartialD;}^2{\mathrm{\&rho;}}_f}{{{\&PartialD;x}_j}^2}+\frac{{2\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{{{\mathrm{\&rho;}}_f}^3}{\left(\frac{{\&PartialD;\mathrm{\&rho;}}_f}{{\&PartialD;x}_j}\right)}^2+\frac{{\cos \mathrm{\&phi;}}_j}{r}\frac{1}{{\mathrm{\&rho;}}_f}\frac{\&PartialD;{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{\&PartialD;x_j}-\frac{{\cos \mathrm{\&phi;}}_j}{r}\frac{{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{{{\mathrm{\&rho;}}_f}^2}\frac{{\&PartialD;\mathrm{\&rho;}}_f}{{\&PartialD;x}_j}---\left(20\right)$

对于K和μ_e≈μ_f的典型值：

$\frac{1}{K}{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}\&ap;({10}^9-{10}^{14})\frac{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}{r_j{t}_j}$

$\left|{\&dtri;}^2{u}_j\right|~\frac{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}{r{\mathrm{\&rho;}}_f{t_j}^3}+\frac{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}{r^2{\mathrm{\&rho;}}_f{t_j}^2}~\frac{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}{r{\mathrm{\&rho;}}_f{t_j}^3}---\left(21\right)$

$\frac{\left(\frac{1}{K}{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}\right)}{\left|{\&dtri;}^2{u}_j\right|}\&ap;({10}^9-{10}^{14}){\mathrm{\&rho;}}_f{t_j}^2---\left(22\right)$

方程式(22)示出，可忽略

因为允许此项有效所必需的护套空隙小于孔间距或甚至首先小于多孔基体中的平均自由行程。因此，方程式(15)变成可对正根求出的nY的二次项：

${\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}\left(T\right)=\frac{{\mathrm{\&mu;}}_f\left(T\right)}{2\mathrm{KC}}[\sqrt{1-\frac{4{\mathrm{CK}}^2{\mathrm{\&rho;}}_f\left(T\right){P_j}^{\&prime;}}{{\left({\mathrm{\&mu;}}_f\left(T\right)\right)}^2}}-1]---\left(23\right)$

识别r＝x cosφ_j+r_j-t_j cosφ_j/2，dr＝cosφ_jdx，用以下整体连续性关系进一步限制方程式(23)：

$\stackrel{\&CenterDot;}{m}=\underset{A_c}{\&Integral;}{\stackrel{\&CenterDot;}{\stackrel{\&OverBar;}{m}}}^{\&prime;\&prime;}\&CenterDot;d\stackrel{\&OverBar;}{A}=\frac{2\mathrm{\&pi;}}{\cos {\mathrm{\&phi;}}_j}\underset{A_c}{\&Integral;}{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}\mathrm{rdr}=2\mathrm{\&pi;}\underset{0}{\overset{t_j}{\&Integral;}}{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}\left(x_j\right)(x_j\cos {\mathrm{\&phi;}}_j+r_j-t_j\cos {\mathrm{\&phi;}}_j/2){\mathrm{dx}}_j---\left(24\right)$

将方程式(23)代入方程式(24)，产生：

$\stackrel{\&CenterDot;}{m}=\frac{\mathrm{\&pi;}}{\mathrm{KC}}\underset{0}{\overset{t_j}{\&Integral;}}\left({\mathrm{\&mu;}}_f\left(T\right)\right\{\sqrt{1-\frac{4{\mathrm{CK}}^2{\mathrm{\&rho;}}_f\left(T\right){P_j}^{\&prime;}}{{\left({\mathrm{\&mu;}}_f\left(T\right)\right)}^2}}-1\left\}\right)(x_j\cos {\mathrm{\&phi;}}_j+r_j-t_j\cos {\mathrm{\&phi;}}_j/2){\mathrm{dx}}_j---\left(25\right)$

为了确定通路上的温度分布，可展开方程式(8)：

$(<\stackrel{\&OverBar;}{u}>\&CenterDot;\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;})<T>=u_j(\sin {\mathrm{\&phi;}}_j\frac{\&PartialD;}{\&PartialD;r}+\cos {\mathrm{\&phi;}}_j\frac{\&PartialD;}{\&PartialD;z})<T>=\frac{k_e}{{\left(\mathrm{\&rho;}{c}_p\right)}_f}(\frac{{\&PartialD;}^2}{{\&PartialD;r}^2}+\frac{1}{r}\frac{\&PartialD;}{\&PartialD;r}+\frac{{\&PartialD;}^2}{{\&PartialD;z}^2})<T>---\left(26\right)$

可用之前识别的坐标转换在局部通路坐标中表示方程式(26)：

$\frac{{\&PartialD;}^2<T>}{{{\&PartialD;x}_j}^2}+\frac{{\&PartialD;}^2<T>}{{{\&PartialD;y}_j}^2}=(\mathrm{\&alpha;}(x_j,y_j)-\frac{\sin {\mathrm{\&phi;}}_j}{r})\frac{\&PartialD;<T>}{{\&PartialD;y}_j}-\frac{\cos {\mathrm{\&phi;}}_j}{r}\frac{\&PartialD;<T>}{{\&PartialD;x}_j}---\left(27a\right)$

其中， $\mathrm{\&alpha;}(x_j,y_j)\&equiv;\frac{u_j{\left(\mathrm{\&rho;}{c}_p\right)}_f}{k_e}=\frac{c_{p,f}{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}}{k_e}---\left(27b\right)$

最后，可能用2D偏微分方程解算器解析方程式(27)。对于图11所示的火箭燃烧腔室问题，在方程式(27)中，x方向上的空间梯度将控制y方向上的温度梯度。因此，对允许使用1D解算器通过多孔基体在y方向上逐渐进入的此解答非常合理的估计是：

$\frac{\&PartialD;<T>}{{\&PartialD;y}_j}=\cos {\mathrm{\&phi;}}_j\frac{\&PartialD;<T>}{\&PartialD;z}={(\mathrm{\&alpha;}(x_j,y_j)-\frac{\sin {\mathrm{\&phi;}}_j}{r_j})}^{-1}(\frac{{\&PartialD;}^2<T>}{\&PartialD;{x_j}^2}+\frac{\cos {\mathrm{\&phi;}}_j}{r_j}\frac{\&PartialD;<T>}{\&PartialD;x_j})---\left(28\right)$

注意，两个边界条件在护套壁处应用：

对于最差的情况(热)绝缘壳体， $\frac{\&PartialD;<T>}{{\&PartialD;y}_j}{|}_{\mathrm{ji}}=\frac{{q^{\&prime;\&prime;}}_{\mathrm{ji}}}{k_e},$ $\frac{\&PartialD;<T>}{\&PartialD;y_j}{|}_{\mathrm{jo}}=0---\left(29\right)$

多孔-介质-护套传热模型

在图11中示出了用于用再生-冷却式推进剂从火箭燃烧腔室向多孔介质护套中的热传递的传热模型几何形状，其示出了一个实例的传热模型几何形状1102和热节点网络1100，这两者定义了以上列出的参数及其可用的空间位置。传热模型假设，最差的情况，在外侧护套壁上具有完美的绝缘边界条件，使得获得最大可能的冷却剂推进剂温度。应该注意，由于有限壁厚的原因，特别是在喉部的附近，所给定的护套轴向节点与对应的腔室通量节点之间的轴向校正是必须的，如图10所示。此校正是基于假设通过衬里壁的热流的样条拟合(spline fit)在两个衬里壁表面垂直。在关于得出衬里热阻的描述中更详细地描述了关于此样条拟合的合理性。此外，护套上的温度分布包括用户指定数量的护套间节点。

图11示出了一个实例的传热模型几何形状1102和热节点网络1100，这二者定义了以上列出的参数。

可从以下方程式中计算通过热网络的热通量：

$q_{\mathrm{ji}}^{\&prime;\&prime;}\left(z\right)=\frac{(T_{\mathrm{aw}}-T_{\mathrm{ji}})}{\left({\mathrm{\&eta;}}_{q^{\&prime;\&prime;}}(R_{\mathrm{cbl}}+R_{\mathrm{liner}})\right)}---\left(30\right)$

其中，从以下方程式中估计η_q″＝q′_cw/q′_ji和绝热壁温度T_aw：

$h\left(T_{\mathrm{aw}}\right)-h\left(T_{\mathrm{ce}}\right)=\underset{T_{\mathrm{ce}}}{\overset{T_{\mathrm{aw}}}{\&Integral;}}{c}_{p,c}\mathrm{dT}=\frac{{\mathrm{\&eta;}}_{\mathrm{cbl}}}{2}{u}_{\mathrm{ce}}^2---\left(31\right)$

其中，η_cbl≈Pr^0.33。然后，可用以下方程式计算节点温度：T_ji，i＝T_cw，i-R_liner，i·η_q″q’_ji，iT_cw，i＝T_aw，i-R_cbl，i·η_q″q″_ji，i(32)

可从Bartz方程式中估计通过燃烧腔室气体边界层(下标cbl)的热阻：

$h_{\mathrm{cbl}}=0.009058\left(c_{p,\mathrm{cbl}}{{\mathrm{\&mu;}}_{\mathrm{cbl}}}^{0.2}\right)\frac{{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{0.8}}{{r_c}^{1.8}}---\left(33\right)$

$R_{\mathrm{cbl}}(T,z)=\frac{1}{h_{\mathrm{cbl}}}=110.4\frac{{r_c}^{1.8}}{c_{p,\mathrm{cbl}}{{\mathrm{\&mu;}}_{\mathrm{cbl}}}^{0.2}{\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{0.8}}---\left(34\right)$

以自由流温度T_ce和腔室壁温度T_cw之间的平均温度，表示为T_cbl，估计腔室边界层特性。从衬里壁几何形状和有限衬里壁厚(特别是在腔室喉部的附近)的变化中考虑，计算腔室衬里壁传导热阻。对于稳态传导热传递：

$\underset{V}{\&Integral;}\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}\&CenterDot;\left(k_{\mathrm{liner}}\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}{T}_{\mathrm{liner}}\right)\mathrm{dV}=k_{\mathrm{liner}}\underset{A}{\&Integral;}\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}{T}_{\mathrm{liner}}\&CenterDot;d\stackrel{\&RightArrow;}{A}=0---\left(35a\right)$

$K_{\mathrm{liner}}\underset{A}{\&Integral;}\stackrel{\&OverBar;}{\&dtri;}{T}_{\mathrm{liner}}\&CenterDot;d\stackrel{\&RightArrow;}{A}\&ap;k_{\mathrm{liner}}\frac{{\&PartialD;}^{2}T}{\&PartialD;y^2}\mathrm{\&pi;}(r_j-\left(t_j\cos {\mathrm{\&phi;}}_j\right)/2+r_c)t_{\mathrm{liner}}\mathrm{dz}/\cos (({\mathrm{\&phi;}}_c+{\mathrm{\&phi;}}_j)/2)$

$+k_{\mathrm{liner}}\frac{\&PartialD;T}{\&PartialD;x}{|}_{\mathrm{wj}}2\mathrm{\&pi;}(r_j-\left(t_j\cos {\mathrm{\&phi;}}_j\right)/2)\mathrm{dz}/\cos {\mathrm{\&phi;}}_j-q_{\mathrm{cw}}^{\&prime;\&prime;}2\mathrm{\&pi;}{r}_c\mathrm{dz}/\cos {\mathrm{\&phi;}}_c---\left(35b\right)$

假设，与垂直于护套表面的热流相比，忽略平行于护套表面的温度梯度(在后模型分析中应验证此假设)：

$\frac{\&PartialD;T}{\&PartialD;x}{|}_{\mathrm{ji}}=\frac{r_c{q}_{\mathrm{cw}}^{\&prime;\&prime;}}{r_{\mathrm{ji}}{k}_{\mathrm{liner}}}\frac{\cos {\mathrm{\&phi;}}_j}{\cos {\mathrm{\&phi;}}_c}---\left(36\right)$

推导通过腔室衬里壁的有效热阻，需要知晓通过腔室衬里壁的温度梯度和沿着此流体路径的横截面面积的变化的知识。假设，与衬里壁内部的轴向变化相比，径向的热流横截面面积中有较大变化，可通过对衬里表面法角取平均值，Φ_ave＝(Φ_c+Φ_j)/2，并沿着产生的平均直线路径求积分(见图10)，来对热流热阻进行合理的估计。

识别出，沿着此路径，dx_iz，liner＝-dz_liner/sinφ_avew且dz_linwr＝-dr_linertanφ_avew：

$({\cos \mathrm{\&phi;}}_{\mathrm{ave}}\frac{\&PartialD;T}{{\&PartialD;r}_{\mathrm{liner}}}-\sin {\mathrm{\&phi;}}_{\mathrm{ave}}\frac{\&PartialD;T}{\&PartialD;z_{\mathrm{liner}}})=2\cos {\mathrm{\&phi;}}_{\mathrm{ave}}\frac{\&PartialD;T}{\&PartialD;r_{\mathrm{liner}}}\&ap;\frac{q_{\mathrm{cw}}^{\&prime;\&prime;}}{k_{\mathrm{liner}}}\frac{\cos {\mathrm{\&phi;}}_{\mathrm{ave}}}{\cos {\mathrm{\&phi;}}_c}\frac{r_c}{r_{\mathrm{liner}}}---\left(37\right)$

沿着此路径，相对于r_liner对方程式(37)求积分。

$T_{\mathrm{cw}}-T_{\mathrm{ji}}\&ap;\frac{r_c}{2k_{\mathrm{liner}}\cos {\mathrm{\&phi;}}_c}\ln \left|\frac{2r_j-t_j\cos {\mathrm{\&phi;}}_j}{2r_c}\right|q_{\mathrm{cw}}^{\&prime;\&prime;}---\left(38\right)$

可从其得出如在方程式(31)中定义的衬里热阻：

$R_{\mathrm{liner}}\&ap;\frac{r_c}{2k_{\mathrm{liner}}\cos {\mathrm{\&phi;}}_c}\ln \left|\frac{2r_j-t_j\cos {\mathrm{\&phi;}}_j}{2r_c}\right|---\left(39\right)$

对于稳态热传递：

${\mathrm{\&eta;}}_{q^{\&prime;\&prime;}}\&equiv;q_{\mathrm{cw}}^{\&prime;\&prime;}/q_{\mathrm{ji}}^{\&prime;\&prime;}=\frac{\mathrm{\&pi;}(2r_j-t_j\cos {\mathrm{\&phi;}}_j)\mathrm{dz}/\cos {\mathrm{\&phi;}}_j}{2\mathrm{\&pi;}{r}_c\mathrm{dz}/\cos {\mathrm{\&phi;}}_c}=\frac{r_{\mathrm{ji}}\cos {\mathrm{\&phi;}}_c}{r_c\cos {\mathrm{\&phi;}}_j}---\left(40\right)$

通过多孔介质的气体压降的特征

为了在实验设备中得到多孔介质的形状(C)和渗透率(K)系数的实验测量结果的目的，对于通过简单几何形状(例如，平盘)的1D稳态气流，期望方程式(15)的更简单的形式，其考虑了对大压降的气体流体密度中的变化。结合理想气体定律，可沿着垂直于盘面流动的流线对方程式(15)求积分：

$({P_1}^2-{P_2}^2)=\left(2\mathrm{RTL}\right)\left(C\right){\left({\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}\right)}^2+\left(2\mathrm{RTL}\right)\left({\mathrm{\&mu;}}_f\right)\left(\frac{1}{K}\right)\left({\stackrel{\&CenterDot;}{m}}^{\&prime;\&prime;}\right)---\left(41\right)$

使此方程式(41)拟合压降数据，可能从各种烧结的多孔介质和金属泡沫的公布的压降数据(见表1)中得出最佳拟合形状(C)和渗透率(K)系数，以包含在上述流体模型中。注意：％密度＝1-ε，*表示烧结的金属过滤器，并且**表示金属泡沫。

表1用于各种多孔金属介质的流动系数

为了示出用于本申请的多孔材料的特征过程的目的，金属泡沫和烧结的金属过滤器是示例性的材料。在本申请中可能使用其他多孔介质，并具有与上面相似的特征。

实例4-流体和发动机热物理特性

已将从上面得出的流体和传热模型应用于：在利用不燃烧的(护套)和燃烧的(腔室)NOFB单元推进剂气体混合物热物理和运输特性设计最差情况下的气相NOFB单元推进剂火箭发动机的问题。在此模型中，基于护套中的温度和腔室边界层中的温度，沿着每个轴向节点重新计算这些特性。为了评估燃烧侧流体特性的目的，假设边界层温度是NOFB单元推进剂与燃烧腔室壁的自由流温度之间的平均值。已通过利用NASA的化学平衡分析代码(Gordon和McBride1996)来估计腔室自由流气体速度，u_ce，以估计喷嘴中相对于喉部的等熵自由流流体速度。

图12示出了由平版印刷制造方法制造的多孔介质重叠六角形结构的放大照片1200。在一些实施方式中，弥补箔特征以改变微流体通道是有利的。照片1200示出了这种几何形状，其中，顶层从下方的层偏移，以在流体中引起湍流。通常，更大级别的湍流帮助固体与对流流体之间的热传递。应该注意，设计者可更高级别地控制冷却剂通路的几何形状。此特定结构对于我们的推进器来说已经是有利的；然而，应使流体通道中的选择适合燃烧过程和冷却剂流体或多种流体。

图13示出了用于多孔介质再生冷却式推进器的一个示例性燃烧腔室压力轮廓图表13。图表1300示出了整个脉冲点火试验中的燃烧腔室内的压力。在此实施方式中，由于供应罐中压力减小的原因，腔室压力随着时间而减小。然而，许多系统将不会像这样表现出衰减燃烧腔室压力。这是试验系统的一个副作用。腔室压力提供最终产生推力的压力梯度。在此特殊试验中产生的热量，产生图15中所示的温度轮廓。

实例5-NOFB气相推进器的发动机设计

上述的多孔-介质-护套-流体模型用于气相NOFB推进器的节能设计。对于给定的质量流率，二相和液相推进剂典型地表现出更低的压降(由于更高的平均流体密度的原因)和更低的护套温度(由于液体的蒸发冷却的原因)。一旦完成气相设计，可对其提供设备并进行确认试验，并用二相和液体推进剂运行。在护套的设计中，护套内部每个地方的温度应保持低于所使用的冷却剂的温度极限。一个示例性高性能NOFB单元推进剂在其非常快速地分解之前，其具有大约400℃的热降解极限。

通常，对于给定的火箭流质量通量(每个横截面面积的质量)，来自燃烧腔室的热通量随着发动机的增加的物理尺寸而变弱(稍微变差)，但是不是有害地近似缩放比例，以评估可能如何进行护套设计。特别是为了使高级微流体制造过程保持较低的原型开发成本，典型地，可能开发比例减小的发动机，并在放大至更大比例的发动机之前首先对其进行试验。再生护套的试验与确定护套设计的有效性和从原始分析偏离正常情况的试验相关。此实验步骤与评估包含在护套中的更复杂的流动方向或流动转向几何形状以及用二相流动操作有关。典型地，在设计阶段期间，这些情况难以分析。

在其相关的环境条件中，最佳地进行发动机试验。对于外层空间应用，发动机试验应最终出现在能够以发动机产生发射物的速度而处理火箭发射物的真空室中。在进行此更昂贵的试验之前，可进行在大气条件下评估护套设计的预备试验。火箭发动机一旦在发动机喉部下游的喷嘴截面中达到超声速(典型地，用大约当地大气压的两倍的燃烧腔室压力达到)时，燃烧腔室的流场下游的任何扰动无法传播至燃烧腔室中(在气体中以当地声速传播)。因此，可在大气条件下预先试验评估发动机喉部上游的护套冷却，只要将腔室压力保持足够高即可。如果超声速喷嘴的相当大的部分是再生冷却的，那么典型地需要采取一些措施，以将流动与超声速喷嘴分离。

图13示出了一个示例性的利用单向再生冷却式多孔介质护套的25lbf推进器护套设计和上述在护套中具有400℃温度极限的设计方法。在此护套中，用压力传感器和微型热电偶测量燃烧腔室压力(与估计来自燃烧腔室的热通量相关)以及内侧和外侧护套壁上的温度分布，如图13所示。这些是对压力和温度进行采样的示例性位置。也可能使用替代的位置。

将热电偶放在发动机1300中的六个位置处，如图13所示。热电偶T1在喷注头处(未示出，但是通常位于102处)，热电偶T2-T3在发动机1300的收敛区域中，T4在喉部，T5和T6在发动机的分叉区域中。整个所试验的发动机1300大约2英寸长(图13中的数字指的是从喷嘴到所指示热电偶的距离)。在此实例中，在整个发动机中，多孔介质是0.125”英寸厚。六角形孔在平面上是0.015”(大约每个宽度十个微孔)。

实例6-具有热电偶和压力端口的NOFB气相推进器的原型试验和 评估

将图13所示的用仪器装备的推进腔室与图3所示的火箭发动机部件的剩余部分集成，减去仅在空间真空条件中使用的310超音速喷嘴延伸部分。

图14示出了从用仪器装备的原型发动机的示例性运行中测量的燃烧腔室压力。发动机在时间0时点火，并在8秒时关闭。当燃烧腔室压力减小时，进入腔室壁的热量典型地也减小。此测量与在不同的发动机运行压力和产生的推力等级下评估发动机护套热响应相关。

图15示出了嵌在用仪器装备的原型发动机中的热电偶从如上所述的相同运行中的网络的响应。注意，在护套中的任何地方，护套都不会超过示例性NOFB单元推进剂的400℃的极限。当发动机关闭时，外壁从内壁快速地吸热，帮助限制可能在发动机的上游部件产生的最大温度。

图15还示出了，当发动机轮廓增大(并且，流体速度变慢)时，内侧与外侧护套壁之间的温差如何增加。发动机顶部附近的温度比底座附近更热。护套的这些部分中的热传递增强将趋向于降低内侧护套壁与外侧护套壁之间的温差，并有效地使所有壁和护套中的温度达到平均数。这些增强将更好地利用冷却剂(通过更接近均匀地加热冷却剂)，并将典型地降低在护套中出现的最大冷却剂温度。

一种用于增强对外侧护套的热传递的方法包括，增加直接将对外护套壁传热的高度导热的结构。此组合结构包括a)从内侧护套壁向推进剂传递热量的多孔介质护套，以及b)内壁与外壁之间的直接热连接(thermalconnection，热连接部)，以将热量传递至冷得多的外护套壁。作为一个副作用，直接热连接还将帮助加固壁，并且还允许减小壁的质量。

直接热连接可能具有轴向肋、轮辐、或其他结构。如果某人观察假定的“发动机片(engine slice)”，例如图5的508所示的，那么肋或轮辐将在未蚀刻的圆圈上辐射。如果未蚀刻的(以及由此实体金属)区域轴向地对直，那么整个结构将组成轴向肋，例如图16所示的。如果实体区域是辐射部分(radii)并在每个后续层中偏移，那么将形成螺旋形结构。如果实体区域不是在结构的每层中，而是仅在某些层中，那么将形成轮辐。事实上，可用此方法将任何实体结构增加至多孔介质。可将冷却剂流引入任何期望的路径中(见实例7)。在一些实施方式中，所有肋特征的表面积代表小于外侧护套壁的总表面积的大约50％。如果面积超过大约50％，那么冷却剂开始经历较大的压降，并且发动机变得非常重。

如果制造多孔介质的方法是图6中所使用的，那么有几种如何增加肋的选择。某人可用泡沫制造这些肋，通过将肋加工成内侧衬里壁的部分(在图6的步骤1和2之间)。以此方式，图6的步骤3将包括，在肋之间附接多孔介质的许多更薄的段，而不是两个半部(与如何切断绝缘以在家里的墙壁中立柱(stud，墙筋)之间安装有点相似)。替代地，可在图6的步骤3和4之间，在金属泡沫中钻出希望包含直接热连接的区域，并且在增加外壁之前，用实体金属代替泡沫材料。

实例7-具有混合的再生冷却

在一些实施方式中，进行这样的设计：更有意地引导流体，以在内壁与外壁之间移动(往复运动或混合)。用来实现此作用的附加结构可能是多种结构，并且通常与发动机的内壁和外壁两者接触。

在一个这样的实施方式中，制造扭曲的微管束，微管束使冷却剂穿过每个管从内侧护套壁移动至外侧护套壁(基本上，是通过护套的管束的螺旋槽)。已经观察到，如果内侧护套喉部温度接近外侧壁的额定温度，那么发动机中的峰值温度更冷，大约是内侧和外侧腔室壁之间的差。因此，为了降低护套中的峰值温度，希望使热量进入推进剂中，并使内侧和外侧护套壁接近相同的温度。此混合或往复运动设计降低了护套温度，从而对冷却剂提供更低的温度。这与在作为冷却剂使用期间可能退化的推进剂特别相关，例如，在实例中使用的NOFB单元推进剂。

扭曲管是小的微流体管束(管束的直径基本上是护套的宽度)。在图18中示出了此结构。为了便于观察该结构，仅示出了两束微管，但是这样的管束将通常包围整个发动机。另外，未示出多孔介质，但是其将占据微管之间的空间。当朝着点火源移动时，微管束扭曲，使得微管与内侧和外侧护套壁交替地接触。此结构迫使流体在内侧壁与外侧壁之间移动，以使这些温度更平均。各个管的直径大约与在实例1中讨论的六角形的直径相同。该结构中的异质性可能引起热量在内侧壁和外侧壁之间的对流。

实例3中所示的用于设计发动机的模型，是基于同质的多孔介质(不包含用于直接热传递或从内壁到外壁的流体的混合的附加结构)。对于异质基体设计，某人将建造如实例6中描述的实验发动机，并直接测量热通量，以按比例放大发动机。然后，可用例如在实例6中描述的实验来评估由更复杂的护套设计而获得的冷却和压降。

通常，将局部流体速度向量(由管、带或螺距(更像螺钉上的螺距)等来限定)的角度选择为在大约0至80度之间。选择最有效的角度，以平衡：将流体在更热的和更冷的表面之间前后移动的优点，与如果角度过为陡而遇到的压降。用“开放通路(open channel)”微管实施方式，以及带和叶片实施方式(其中，流体以定向的运动穿过具有更多流动限制的多孔基体)两者来评估此平衡。

定向流动或混合结构的另一实施方式包括带或叶片类型的结构，该结构引导冷却剂的流动。在此实施方式中，冷却剂流过多孔介质，但是通过弯曲的实体金属结构(例如，与扭曲的带结构相似)将冷却剂路径引导为在内壁与外壁之间往返。在图17中示出了此结构。而且，为了便于观察，仅示出了两个叶片结构，但是在本实施方式的护套中，这种结构可包围整个发动机。而且，用多孔介质占据剩余的空间。

以上说明书、实例和数据提供了对该结构的完整描述和本发明的示例性实施方式的使用。由于在不背离本发明的精神和范围的前提下可产生本发明的许多实施方式，所以本发明限定于下文所附的权利要求中。此外，在不背离所述权利要求的前提下，可能将不同实施方式的结构特征结合在其他实施方式中。

Claims (27)

1.一种再生冷却式护套，包括：

流体不能渗透的内壁，形成成形腔室；

流体不能渗透的外壁；

所述内壁与所述外壁之间的多孔介质基体，其中，所述多孔介质基体包括被构造为在所述成形腔室的一端处接收冷却剂流体的入口和被构造为在所述成形腔室的另一端处排出所述冷却剂流体的出口。

2.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质基体包括在所述内壁与所述外壁之间提供多个直接热连接的结构。

3.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质基体包括引导所述冷却剂流体从所述内壁到所述外壁的混合的结构。

4.根据权利要求3所述的再生冷却式护套，其中，引导所述冷却剂流体从所述内壁到所述外壁的混合的所述多孔介质基体的结构包括微管。

5.根据权利要求3所述的再生冷却式护套，其中，引导所述冷却剂流体从所述内壁到所述外壁的混合的所述多孔介质基体的结构包括带结构。

6.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质基体与所述成形腔室的轮廓一致。

7.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质基体包括微流体多孔平版印刷结构。

8.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质基体包括微流体多孔金属泡沫。

9.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质基体对于所述冷却剂流体是非催化的。

10.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质包括开放细胞状金属泡沫。

11.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质包括铝。

12.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质包括镍。

13.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质包括不锈钢。

14.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质具有小于80％的孔隙率。

15.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述内壁、多孔介质基体、以及外壁由堆叠的、对准的金属层形成。

16.一种再生冷却式护套，包括：

流体不能渗透的内壁，形成腔室；

流体不能渗透的外壁；

所述内壁与所述外壁之间的多孔介质基体，其中，所述多孔介质基体具有小于80％的孔隙率并且包括被构造为在所述腔室的一端处接收冷却剂流体的入口和被构造为在所述腔室的另一端处排出所述冷却剂流体的出口。

17.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质基体包括微流体多孔平版印刷结构。

18.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质基体包括微流体多孔金属泡沫。

19.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质基体对于所述冷却剂流体是非催化的。

20.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质包括开放细胞状金属泡沫。

21.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质包括铝。

22.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质包括镍。

23.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质包括不锈钢。

24.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述多孔介质具有小于80％的孔隙率。

25.根据权利要求1所述的再生冷却式护套，其中，所述内壁、多孔介质基体、以及外壁由堆叠的、对准的金属层形成。

26.一种冷却火箭发动机的方法，包括：使流体推进剂冷却剂从推进剂箱移动穿过入口端口，穿过设置于所述火箭发动机的流体不能渗透的内壁与所述火箭发动机的流体不能渗透的外壁之间的多孔介质基体；以及穿过出口端口进入所述火箭发动机的燃烧腔室。

27.一种由堆叠且粘结的结构制造再生冷却式护套的方法，包括：

为金属部件的各层应用图案化设计；

对准地堆叠各层；

粘结以形成块，所述块在流体不能渗透的内壁与流体不能渗透的外壁之间的通路中具有三维流体路径；以及

加工内部和外部轮廓，以产生最终尺寸的再生冷却式多孔介质护套。

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