CN108138697A - 改善的液氧-液态丙烯火箭发动机 - Google Patents

Abstract

本申请提供了对火箭发动机部件和火箭发动机操作技术的多种改进。在一个示例中，提供了一种火箭发动机推进剂喷射设备，其包括通过增材制造过程形成为单一主体并且包括燃料腔和氧化剂腔的歧管。该歧管还包括一个或多个推进剂供给接头，该一个或多个推进剂供给接头从歧管突出并通过增材制造过程与歧管的单一主体形成为一体，至少第一接头构造为将燃料运送到燃料腔，至少第二接头构造为将氧化剂运送到氧化剂腔。该歧管还包括由歧管的表面中的孔隙形成的多个喷射特征，多个喷射特征中的一些构造为喷射用于燃烧的燃料和氧化剂。

Description

改善的液氧-液态丙烯火箭发动机

相关申请

本申请在此要求于2015年10月5日提交的标题为“液态氧丙烯发动机及其改进”的美国临时专利申请62/237,126的权益和优先权，其全部内容通过参引并入本文。

背景技术

火箭系统可以采用反映特定任务发射要求以及预期的有效载荷类型的不同的发动机和发动机类型。在供以液体燃料的发动机构型中，燃料和氧化剂的类型可以根据能源需求、比冲特性和其它因素进行选择。然而，用于火箭发动机的设计和部件可能基于燃料和氧化剂的选择情况而有很大差异。这些部件可以包括推进剂箱、供给管线、泵、推进剂喷射部件和燃烧室等部件。

一种示例推进剂构型包括液氧(LOX)/丙烯。就更高的比冲和密度而言，LOX/丙烯可以提供比许多其他推进剂组合更好的潜在性能，部分是由于丙烯(亦称作聚丙烯)中的碳双键和与氧化相关联的能量释放。历史上，LOX/丙烯并不是火箭发动机中常用的推进剂，这在某种程度上是由于这种混合推进剂所带来的技术挑战，以及过去的工业基础设施选择其它推进剂，包括氢/LOX、火箭推进剂-1(RP-1)/LOX、LOX/甲烷以及多种固体火箭推进剂或自燃火箭推进剂。然而，当使用液体推进剂时会出现各种困难，例如喷射器腐蚀、腔室积热以及发动机各种管道系统和部件之间的联接件和连接部处潜在的泄漏。

发明内容

本文提供了对火箭发动机部件和火箭发动机操作技术的多种改进。在一个示例中，提供了一种火箭发动机推进剂喷射设备，其包括通过增材制造过程形成为单一主体并且包括燃料腔和氧化剂腔的歧管。该歧管还包括一个或多个推进剂供给接头，该一个或多个推进剂供给接头从所述歧管突出并通过增材制造过程与所述歧管的单一主体形成为一体，至少第一接头构造为将燃料运送到燃料腔，至少第二接头构造为将氧化剂运送到氧化剂腔。该歧管还包括由歧管表的面中的孔隙形成的多个喷射特征，所述多个喷射特征中的一些喷射特征构造为喷射用于燃烧的燃料和氧化剂。

提供此发明内容部分以便以简化的形式介绍将在下文的具体实施方式部分中进一步描述的一些概念。可以理解，此发明内容部分并非旨在确定所要求保护的主题的关键特征或必要特征，也并非旨在用于限制所要求保护的主题的范围。

附图说明

参考以下附图可以更好地理解本公开内容的许多方面。虽然结合这些附图描述了若干个实施例，但是本公开内容并不限于本文所公开的实施例。相反，其目的是涵盖所有的替代方案、改型和等同物。

图1示出了实施例中的火箭发动机系统。

图2A示出了实施例中的喷射器歧管。

图2B示出了实施例中的喷射器歧管。

图3示出了前述实施例中的喷射器歧管。

图4示出了实施例中的喷射器歧管。

图5示出了实施例中的喷射器歧管。

图6A示出了实施例中的喷射器歧管。

图6B示出了实施例中的喷射器歧管。

图7示出了实施例中的火箭发动机系统。

图8示出了操作火箭系统的方法。

具体实施方式

液体火箭推进剂可用于各种火箭发动机。这些火箭发动机可以根据多种因素选择推进剂，例如有效载荷、飞行图或其它因素。然而，典型的火箭发动机考虑特定的推进剂而设计，这制约部件、材料和其它元素的选择情况以支持选定的推进剂。本文的示例总体上涉及使用由液氧(LOX)/丙烯组成的混合推进剂的火箭发动机。然而，本文的各示例可以包括为在使用其它推进剂的任何适合的火箭发动机中使用而做出的改进。这些改进可以提高发动机部件的耐受性并增大发动机的可操作压力范围。

如上所述，相比于许多其它推进剂类型，LOX/丙烯火箭发动机提供了改进的运载工具液体火箭发动机性能潜力。这种改进的性能潜力部分来自于丙烯分子中的碳双键以及与氧化相关的能量释放的增加。然而，使用具有碳双键的丙烯和增加的能量释放通常会使得燃烧过程对非标称操作条件更敏感。在LOX和丙烯于气态相和液态相之间转变时的启动瞬态期间以及在稳态运行期间处于低腔室压力时尤其如此。因此，与使用更标准的碳氢化合物液体燃料如RP-1、乙醇或像氢气或甲烷之类的超临界燃料的发动机相比，喷射器通常对启动期间的损坏更为敏感。

常规的LOX/丙烯发动机最初被开发用于使用环境温度下的液态丙烯。这导致推进剂输入压力的范围开始就受到限制，以将稳态运行期间的非标称燃烧的可能性降到最低。为了降低启动瞬态期间的风险，发动机在主阀下游设计包括有小润湿体以减少启动瞬态。另外，启动期间的丙烯的高蒸气压力和LOX的超低温导致进入喷射器组件的初始流动为复杂且动态的多相过程。当喷射器元件冷却并且歧管和腔室的压力升高时，两种推进剂均首先气化。在此瞬态期中，如果部分由于如上所述的丙烯高能碳双键使得边界条件为非标称，则诸如燃烧温度、喷射器表面冷却流率和室薄膜冷却流率的临界参数对超过可接受的操作范围更为敏感。气泡也通常在终端计数期间形成于喷射器主阀前面的丙烯供给管线中，这又延长了启动时的初始气体流动阶段并且增加了喷射器表面的加热速率。

另外，如果在稳态燃烧期间发动机在低于丙烯蒸汽压力的腔室压力下运行，则喷射器歧管和流动通路内的空化通常限制质量流量从而引起严重的非标称燃烧特性。这与以泄料箱加压系统为特征的应用如运载火箭上面级有关，这可以显著降低发动机性能并导致发动机喷射器和/或腔室的损坏。历史上，起始于推进剂箱的用于LOX和丙烯二者的供给管线的长度均保持在最小值以确保位于供给系统的管道(其具有更大的局部热通量/更大程度的局部汽化)中的推进剂不经历过度的局部加热和气化。

虽然对于开发测试而言这样的供给管线构型是可以接受的，但对于需要包含推力矢量控制(TVC)能力的发动机组件而言，这样的供给管线构型是不可行的。因此，这些常规的LOX/丙烯发动机被证明对启动条件更加敏感并且容易被损坏，主要是因为喷射器熔融。对低端腔室压力的限制也限制了几种候选应用，最显著的是高性能纳米卫星运载工具末级。因最小供给管线长度受限而导致的整合TVC的挑战也限制了发射系统应用。另外，当反应中的推进剂与燃烧室的壁接触时，LOX/丙烯火箭中的高能燃烧会损坏这些壁。这种损坏可能会缩短发动机的使用寿命或导致发动机发生严重故障。

本文的示例包括对LOX/丙烯液体火箭发动机的用以增长发动机部件寿命的改进，特别是在启动瞬态期间进行改进，以确保丙烯燃烧所固有的高能量释放，同时扩大可操作压力的范围。本文所讨论的设计修改和改进可以包括喷射器设计修改、推进剂供给管线构型的改进以及用于丙烯致密化和丙烯温度的降低的预处理技术。这种致密化和温度降低可以减少启动期间气液转换的持续时间，并在过热之前为喷射器部件提供足够的冷却。本文的LOX/丙烯发动机示例还可以包括喷射器元件之间的改进的密封机构以适应由致密化的丙烯产生的较低的喷射器温度。

图1示出了改进的火箭发动机的第一个示例。图1是示出了作为示例LOX/丙烯发动机的发动机系统100的系统图。发动机系统100包括由喷射器组件130进行供给的燃烧室110。发动机系统100还包括推进剂供给管线126-127，其将推进剂从推进剂箱160-161输送到相关联的阀121-122。尽管为了清楚起见在图1中未示出，但是火箭发动机系统还可以包括另外的推进剂箱、点火系统、结构元件、机架元件、电子控制系统以及其它元件以形成可使用的火箭。图1中标示出至少两个箱，即构造为容纳液态丙烯燃料的燃料箱和构造为容纳LOX的氧化剂箱。

操作时，容纳在相关联的燃料箱和氧化剂箱中的低温推进剂经相关联的推进剂管线126-127提供给主阀121-122。LOX箱160构造为在发动机系统100点火之前储存处于低温状态的液氧，并且燃料箱161构造为在发动机系统100点火之前储存处于致密化状态的液态丙烯。主阀121-122允许将推进剂传递到喷射器组件130的相应的接头131-132。然后喷射器组件130将推进剂引入到腔室110中以用于燃烧并经喷嘴111反应排出。相关联的火箭或其他飞行器通过动量在推进剂与飞行器之间的转移而被推进。然而，图1包含提供了改善性能的若干特征。这些特征包括推进剂泄放阀124-125、具有一体化的接头131-132的喷射器组件130以及预处理燃料技术。

设置有多个传感器140-144和多个传感器150-153，例如图1中标示出的压力传感器和温度传感器。这些传感器监测火箭系统100的元件的相关联的特性和性能，并且可以将与被监测的元件相关的信息传递到包括各种电子器件、机电元件、液压装置或/和电路的控制系统。传感器可以包括换能器、电传感器、机电传感器和其它传感器类型。各种通信电子设备可被包含于传感器中，以将监控数据和信息传输到相关联的控制系统。尽管图1示出为压力传感器和温度传感器，应当理解，可以使用其它的传感器类型，例如振动传感器、声学传感器、光学传感器、应力/应变传感器以及各种视频或音频监测系统。

为了控制流向喷射器组件130和腔室110的诸如LOX推进剂和丙烯推进剂的推进剂流，设置有阀121-122。这些阀可以共用一个共同的阀控制装置123，或者可以分别进行控制。在一些示例中，阀121-122与推进剂泵或泵送机构相关联。当阀121-122打开时，则推进剂可以从相关联的推进剂管线流入喷射器组件130中。阀121-122和阀124-125可以包括适于用于火箭发动机环境中并适于处理低温燃料的任何阀类型和材料，例如球形阀、蝶形阀、针形阀或其它阀，包括其组合。

还设置有推进剂泄放阀124-125，其允许操作者从各相关联的燃料管线中排放诸如汽化的推进剂的流体。由于来自环境的低温流体变暖、推进剂管线的材料、或压力差异，或其他变暖进程和原因，推进剂管线中可能会出现气体或蒸气内容物。这种气体或蒸气内容物特别是在启动进程期间可能会损坏系统100的元件。泄放阀124-125位于发动机系统100的推进剂入口处。泄放阀124-125可以是安装到发动机上的手动操作的阀或远程操作的阀，并在主阀的主密封件的上游不远处对接。泄放阀124-125可以包括电子致动的阀、液压致动的阀或气动致动的阀。当推进剂流入喷射器时，泄放阀124-125协助使用预处理的推进剂以在启动期间减少或消除推进剂管线中的气体内容物。使用这些泄放阀的推进剂供给系统可以确保主阀121-122的入口处的推进剂较冷，并且能够实现更长和更复杂的供给系统。例如，对于燃料和氧化剂二者而言，可以使用更长的推进剂管线，而不增加在发动机启动期间发生损坏的风险，同时使发动机与推力矢量控制元件相容。

LOX推进剂和丙烯推进剂二者均可以在超低温下容纳于相关联的推进剂箱160-161中，并且系统100所使用的冷却系统162-163可以包括相关联的隔热装置、冷冻器机构、再循环特征、热交换器或其它元件。丙烯或LOX的预处理可以包括将推进剂冷却到期望温度以下的致密化过程。燃料可以包括已经冷却至环境温度以下(例如25℃以下)或低温冷却至丙烯常压沸点以下(-50℃以下)的致密化的丙烯。致密化的丙烯可以在传递到燃烧室110之前在相关联的燃料箱中或在经相关联的燃料箱再循环时被冷却，或者可以在被装载到相关箱之前被冷却。

有利的是，系统100可以提供改进的基于LOX/丙烯的火箭发动机，其确保丙烯燃烧的高能量释放，同时防止因预处理或致密化的且冷却的推进剂而对发动机部件造成损坏。火箭系统100可以使用低温冷却至超低温的致密化的丙烯，以及改善的喷射器组件130和相关联的泄放阀。这些改善的特征显著降低了这种燃料的蒸汽压力，从而使启动瞬态最小并扩大发动机压力的安全工作范围。包含火箭系统100的示例性发射系统可以包括纳米卫星运载工具(NLV)的双级构型，这种构型可以为新兴的“立方体卫星”平台和“纳米卫星”平台提供专用、成本效益的低地球轨道(LEO)发射服务。专用的发射系统可以包括系统100，并且因此避免了对在大得多的发射系统上有机会作为次要有效载荷的依赖，这种依赖对于日程、可实现的轨道以及航天器设计都有非常显著的限制。

在图1中，喷射器组件130包括用于与致密化的丙烯和LOX推进剂一起使用的改善的喷射器元件。图2A和2B示出了喷射器组件130的第一示例。图2A包括集中于喷射器200的“顶部”的轴测图。图2B包括集中于喷射器200的“侧部”的轴测图。喷射器200包括喷射器主体或歧管210、推进剂管道接头或阀杆211-212、安装特征213、喷射器密封特征214和喷射面215。操作时，推进剂从推进剂管线(如图1可以看到的)被提供给相关联的接头211-212。喷射器歧管210内的空腔将推进剂传送至与喷射面215形成为一体的相关联的孔隙。在喷射器密封特征214中可以包括有一个或多个垫圈，以在喷射器200和相关联的燃烧室或其它发动机元件之间形成密封配合。

喷射器200可以使用包括增材制造的制造过程来形成。增材制造(AM)包括多种制造过程，例如包括选择性烧结、定向能量沉积、金属粘合剂喷射、粉体熔合或包括其组合和改进的其它技术的三维(3D)打印技术。虽然可以使用各种金属或其它材料来制造喷射器200，但是在这一示例中，喷射器200由铝材料以增材制造过程形成。铝材料可以包括铝金属、铝合金或铝化合物。除了铝材料之外，可以使用各种材料和金属合金。然而，铝具有形成喷射器200和相关联的特征的若干优点。与用于喷射器的其它金属、诸如铜、不锈钢和包括铬镍铁合金(Inconels)的相关的高温合金相比，铝具有改进的传热特性和更轻的重量。

接头211-212由与歧管210相同的材料形成并通过增材制造与同歧管210相同的主体元件形成为一体。在每个接头的基部处——接头在该处与歧管210的顶面连接，设置有渐缩部。诸如喉部和垫圈配合特征的另外的特征也使用增材制造形成。喷射面215也由铝材料形成，并且可以使用增材制造形成以由与歧管210和接头211-212相同的主体形成喷射面215的特征、如推进剂孔隙。

诸如喷射器200的各火箭发动机部件的增材制造可以扩展可行的喷射器几何形状并使部件数量最少化。有利的是，单独部件的减少可以导致泄漏以及对联结件和密封特征的依赖的对应减少。保留在发动机系统中的密封件可以包括低温O形环，例如特氟龙(Teflon)封装的不锈钢螺旋弹簧O形环或特氟龙封装的硅胶O形环等。这些保留的密封件可以处理由致密化的丙烯结合LOX产生的较低的内部喷射器温度。因此，当受到高热燃烧和低温的深冷推进剂的极端温度环境时，可以使用喷射器200来最小化或防止严重泄漏。增材制造还可以提供嵌入式的空间和空腔，以将推进剂通道布置于接近高热通量表面。这种布置可以用作喷射器表面的铝材料的冷却介质，从而更加有效地消散燃烧热量。喷射器200的流动通路可考虑使用预处理/致密化的丙烯与使用环境温度的丙烯相比时的密度变化而定大小。

如上所述，接头211和212可以由与歧管210相同的材料和主体形成。多种配合技术可以用于将接头211和212连接到相关联的推进剂管线。部分是由于接头211和212以AM技术由与歧管210相同的主体形成，因此可以避免使用各种易错和引起损伤的方法。下文讨论的图5包括用于接头211-212的示例联接件。

然而，此前的技术已经导致将燃料和氧化剂管线配合到喷射器特征的问题。例如图3示出了使用诸如金属件的常规减材加工的非AM技术制造的喷射器300。顶板320和底板321单独地制造和加工，并且包括垫圈密封特征330、331和332。还包括有单独的配合板322以与燃烧室配合。这些多个独立的部件导致需要使用很多单独的密封件并且导致更高的故障可能性。此外，为了将推进剂管线接合到喷射器300，使用螺纹连接件310-311。对特征312-313钻孔、攻丝和车螺纹的过程可能导致外来物体碎片(FOD)以及与所涉及的多个制造和加工步骤相关的不精确性。所述FOD可以嵌入喷射孔隙、润湿表面以及可能导致喷射器效率低下和故障的其它位置。此外，减材加工或者甚至是铸造技术的限制导致空腔在喷射器300内的放置和大小设置不理想。相关联的侧壁也必须制造得足够大以适应恶劣的加工或铸造环境。

使用本文讨论的AM形成的接头和压缩配件避免了FOD和其它加工问题。可以避免车螺纹、攻丝或钻孔，从而提供比图3所示的喷射器更可靠的喷射器500的操作。用于减材加工技术的接口的数量和类型通常需要大得多的特征来容纳带螺纹表面并为带螺纹表面提供强度并为密封件提供必要的表面区域。这些较大特征会造成质量增加以及相关联的额外材料的成本增加的缺陷。可以采用焊接替代压缩配件以将接头联接到其它管线。然而，焊接也可能增加与所用的特定材料有关的过程变异性，并且限制了相异材料之间的界面结合。包括铝合金的一些材料会受到焊接过程的不利影响(例如强度损失)。使用焊接来与相邻部件永久接合可以使泄漏路径最少，但是也具有包括联结部不易分离的负面缺点，这些缺点限制了适用性和灵活性。

有利的是，可以提供本文讨论的改善的喷射器、如喷射器200，其使用AM技术形成并形成有内置接头。图4示出了改善的喷射器的另一示例，其包括喷射器400的侧视剖视图。在图4中，喷射器主体410通过使用AM技术由铝形成，并且包括一体化的接头411-412。在图4中可以看到接头411和412的内部特征。通道421形成于接头411内，通道422形成于接头412内。通道421向腔室或空腔423内进行供给，腔室或空腔423形成围绕由通道422进行供给的中央空腔424的类环状形状。喷射面425与主体410形成为一体，主体410具有多个孔隙，多个孔隙允许相关联的空腔423和空腔424内的推进剂从喷射器400中流出。定向流动箭头430示出了从喷射器400喷出的推进剂的定向流动，并且下文将针对图6至图7进一步讨论产生该定向流动的孔隙。主体410可以安装至火箭系统的结构元件上，并且喷射面可以在喷射面425和燃烧室之间使用密封件或垫圈。因此，在改善的喷射器中，密封件或垫圈的数量可被最小化，部分是由于喷射器400和接头411-412为单一件/单一主体。

现在转向关于改善的喷射器的接头与燃料管线的联接的讨论，如图5所示。图5示出了喷射器的接头和推进剂管线或其它推进剂供给特征之间的金属-金属密封特征。在视图501中示出了用于联接到喷射器500的相关联的接头的压缩配件550。压缩配件可以使用机械模锻或机械扩口的管道接头511-512，以在AM接头和对接的流体部件/配件之间提供金属对金属的密封件。喷射器500包括与喷射器200和喷射器400类似的特征，例如使用AM技术与主体510形成为同一部件或零件的接头511-512。视图502示出了压缩配件的更详细的视图，该压缩配件使用由压缩产生变形来在接头512和用于燃料管线的相关联的连接器之间形成密封件。一体化的管道接头511-512可以安装有压缩套管和卡式螺母，压缩套管和卡式螺母又构造为与推进剂管线的连接器进一步配合。压缩配件的示例类型包括非扩口式配件、扩口压缩配件、单套管配件和双套管配件、CPI/A-LOK配件以及Swagelok双套管管道配件等压缩配件。

现在转向关于本文论述的喷射器的改善的喷射孔隙或喷射端口特征的讨论，如图6A和6B所示。所包含的图6A示出了喷射器600的未优化的喷射孔隙。由于相关联的端口的位置和定向性，可能会在LOX端口和丙烯端口二者周围发生金属腐蚀。此外，可能由与燃烧相关联的高温而引起相关联的燃烧室过热。

图6B示出了改善的喷射器孔隙构型620。各个喷射孔隙或喷射端口可以与LOX或丙烯相关联，并由前述附图中所示的相应的空腔或腔室、如图4中的空腔423和424、进行供给。图6B示出了“拆分为三部分”的构型，其中内部部分624具有专门用于燃料喷射的一圈端口，中间部分623具有专门用于LOX喷射的两排端口，并且外部部分622具有专门用于燃料喷射的单排端口。最外部部分621也设置为用于喷射燃料。有利的是，图6B示出的构型实现了喷射板和喷射端口在喷射器的期望寿命内的腐蚀最小化或无腐蚀。

每个端口也结合有定向性特征。具体而言，部分622、623和624构造为关于喷射器620的中心线向内喷射相关联的推进剂(LOX和燃料)。部分621构造为向外并朝向相关联的燃烧室的壁喷射燃料。喷射器620中使用的改善的喷射方案将推进剂流引向中心线并远离腔室的壁。这可以建立沿腔室的壁形成的屏障边界层，以帮助将腔室壁与燃烧的最高热量区域隔离。关于定向性的更多细节在图7中示出。

图7以具体实施例示出了火箭发动机系统。火箭发动机系统的一部分以构型700示出，其包括腔室715的一部分和喷射器710的侧视图。供给接头711-712也在图7中示出，以进一步示出其相关联特征。

包括有构型700以进一步示出本文论述的改善的喷射器的定向喷射特征。例如，图6的内部部分622、623和624可以用于将LOX和燃料定向为中央锥形流。中央锥形流可以被描述为朝向腔室中心线移动的推进剂。喷射器710上的中央四圈孔口(即喷射器620的内部部分622、623和624)形成合成流741。构型701示出了对应于流741的内圈喷射孔口或孔隙751。各个射流从喷射器710的喷射面中露出，然后彼此碰撞/合并并形成锥形流。从绕喷射面外周形成的孔口(即喷射器620的部分621)中可以形成向外流动的小射流740，其形成用于通过撞击腔室715的壁对腔室715的壁进行冷却的燃料膜。构型701示出了与流740对应的外圈喷射孔口或孔隙750。

构型702示出了竖直地安装到用于相关联的发动机系统721的实验测试的测试台720中的发动机系统。喷嘴722排出推进剂723以用于推进。构型700和构型701中所示的改善的特征可以用于构型702中，以使LOX/丙烯发动机具有由致密化的丙烯燃烧及其深冷推进剂的低温环境产生的高能量释放。

因此，图6和图7中的示例示出了喷射器的各种改善特征和相关联的孔口/端口/孔隙。这些喷射器特征、特别是在启动瞬态期间、使如喷射器熔融之类的损坏减至最少。本文中的喷射器和相关联的改善特征可以部署于具有能够承受因高能量碳氢化合物燃烧所引起的高热环境的喷射器的改进的LOX/丙烯发动机中。本文还提供了致密化的丙烯的使用，并且喷射器和喷射孔隙能够使用致密化的丙烯。此外，喷射器的流动通路和孔隙可考虑使用预处理/致密化的丙烯与使用环境温度的丙烯相比时的密度变化而定大小。

使进入腔室空间内的推进剂喷射具有定向性以减少到腔室壁上的热通量。例如，流的动量朝向燃烧室的中心线倾斜以减少由燃烧产生的到腔室壁上的热通量。此外，燃料射流喷射到腔室壁上以形成用于冷却腔室壁的燃料薄膜或燃料层。与喷射到腔室壁上的燃料薄膜相关联的汽化和其它过程提供了因燃料的超低温导致的传导冷却以及由燃料与中央锥形推进剂喷射中的燃烧的热量相互作用导致的蒸发冷却。

为了进一步示出本文的火箭发动机系统和喷射特征的操作，示出了图8。图8是示出了操作火箭系统的方法的流程图。用于根据图8中的描述进行操作的火箭系统可以包括本文论述的任何改善的系统和元件，例如图1的系统100、图2的喷射器200、图4的喷射器400、图5的喷射器500、图6的喷射器620以及图7的构型，包括其组合和变型。然而，为了清楚起见，将在图1的元件的背景下讨论图8所示的操作。

在图8中，液态丙烯燃料被预处理至选定的致密化水平(801)。该预处理包括使用任何合适的深冷冷却系统冷却丙烯燃料。LOX推进剂和丙烯推进剂二者均可以在超低温下容纳于相关联的推进剂箱160-161中，并且系统100所使用的冷却系统162-163可以包括相关联的隔热装置、冷冻器机构、再循环特征、热交换器或其它元件。丙烯(或LOX)的预处理可以包括将推进剂冷却到期望温度以下的致密化过程。燃料可以包括已经冷却至环境温度以下(例如25℃以下)、或低温冷却至丙烯常压沸点以下(-50℃以下)的致密化丙烯。致密化丙烯可以在被传递到燃烧室110之前、在相关联的燃料箱中时或经相关联的燃料箱再循环时被冷却，或者可以在被装载到相关联的燃料箱之前被冷却。

系统100向燃料主阀122提供(802)预处理的丙烯，并向LOX主阀121提供(804)液氧。在图1中，燃料管线127和LOX管线126向主阀121-122提供相关联的推进剂。然而，由于推进剂与推进剂管线材料的接触、推进剂管线的距离或长度、系统100周围的环境温度或者储存低温推进剂所涉及的时间段等形成蒸汽的事件，推进剂管线中可能形成蒸汽或气泡。这些气泡或一定体积的蒸汽会导致在启动和点火期间对发动机系统100造成损坏。

在发动机启动期间，丙烯的高蒸气压力和推进剂的超低温可能导致进入喷射器组件130的初始流动为复杂且动态的多相过程。当喷射器元件冷却并且歧管和腔室的压力升高时，两种推进剂均首先气化。在此瞬态期中，如果边界条件为非标称，则诸如燃烧温度、喷射面冷却和腔室薄膜冷却流率的临界参数对超过可接受的操作范围更为敏感，部分是由于如上所述的丙烯高能碳双键。还发现，气泡可能在终端计数期间形成于喷射器主阀前面的推进剂供给管线中，这又延长了启动时的初始气体流动阶段并且增加了喷射器表面的加热速率。另外，如果在稳态燃烧期间发动机在低于丙烯蒸汽压力的腔室压力下运行，则丙烯将在喷射器歧管和流动通路内成泡(气化)，从而再次限制了质量流量并引起严重的非标称燃烧特性。这与以泄料箱加压系统为特征的应用诸如运载工具末级最为相关。在最低限度上，这种现象会显著降低发动机性能，并且在极端条件下，其会导致发动机喷射器和/或腔室的损坏。

为了防止发动机系统100损坏，包括有泄放阀124以排放汽化的丙烯(803)，并且使用泄放阀125来排放汽化的LOX(805)。泄放阀124-125可以是安装到发动机上的手动操作的或远程操作的阀，并在主阀的主密封件的上游不远处对接。泄放阀124-125可以包括电子致动的阀、液压致动的阀或气动致动的阀。当推进剂流入喷射器时，泄放阀124-125协助使用预处理的推进剂以在启动期间减少或消除推进剂管线中的气体内容物。推进剂管线中的气体内容物的排放可以在主阀121-122的入口处提供较冷的推进剂，并且能够实现包括管线126-127的更长且更复杂的供给系统。例如，对于燃料和氧化剂二者而言，可以使用更长的推进剂管线，而不增加在发动机启动期间发生损坏的风险，同时使发动机与推力矢量控制元件相容。

一旦使用泄放阀124-125放泄推进剂管线中的气体内容物，则发动机系统100引导(806)预处理的丙烯和LOX向内穿过喷射孔隙并且引导丙烯向外穿过侧部冷却孔隙(806)，并且相关联的点火器随后点燃低温冷却的丙烯和LOX以启动火箭发动机(807)。在图1中，喷射器组件130用于将推进剂喷射到腔室110中。在喷射器组件130中设置各种孔隙或孔口，例如图6B和图7所示的孔隙或孔口，以将LOX和一部分燃料引导进入图1中的指向性箭头133所标示的中央锥形流。另一部分燃料经专门用于以低温燃料冷却腔室壁的孔隙被引向腔室110的壁。因此，图1示出了分层的燃烧图，其中屏障层112通过深冷燃料撞击到腔室110的壁上而形成。燃烧区域113包括使燃料和LOX结合并进行燃烧的空间，而区域114表示正在燃烧的和已燃烧的推进剂从喷嘴111排出。

根据上述公开内容可以领会某些创造性方面，以下是这些创造性方面的各种示例。

示例1：一种火箭发动机推进剂喷射设备，其包括通过增材制造过程形成为单一主体的喷射器组件。喷射器组件包括燃料腔、氧化剂腔以及从喷射器组件突出的并且通过增材制造过程与所述喷射器组件的所述单一主体形成为一体的一个或多个推进剂供给接头，其中至少第一接头构造为将燃料运送到燃料腔，至少第二接头构造为将氧化剂运送到氧化剂腔。所述喷射器组件包括多个喷射特征，所述多个喷射特征包括喷射器组件的表面中的孔隙，所述多个喷射特征中的一些特征构造为喷射用于燃烧的燃料和氧化剂。

示例2：根据示例1所述的设备，包括：喷射器组件包括通过增材制造过程形成单一主体的铝材料。

示例3：根据示例1-2所述的设备，其中火箭发动机推进剂喷射设备构造为使用致密化的丙烯作为燃料并且使用液氧作为氧化剂。

示例4：根据示例1-3所述的设备，包括：一个或多个推进剂供给接头形成为从喷射器组件的第一表面向外渐缩的管状结构，并且构造为与用于附接到相关推进剂供给管线的压缩配件相配合。

示例5：根据示例1-4所述的设备，包括：多个喷射特征通过增材制造过程与单一主体形成为一体。

示例6：根据示例1-5所述的设备，包括：多个喷射特征包括第一部分孔口，第一部分孔口构造为以关于相关燃烧室壁向内指向的大致锥形形状而喷射燃料和氧化剂。

示例7：根据示例1-6所述的设备，包括：多个喷射特征包括第二部分孔口，第二部分孔口构造为向外指向相关燃烧室壁而喷射燃料以冷却相关燃烧室壁。

示例8：一种液体火箭发动机，包括构造为接收用于燃烧的液氧和液态丙烯的燃烧室、构造为将液氧从第一推进剂箱运送到第一主阀的第一推进剂供给管线，构造为将液态丙烯从第二推进剂箱运送到第二主阀的第二推进剂供给管线，以及构造为从第一主阀和第二主阀中的相关主阀接收液氧和液态丙烯并且将液氧和液态丙烯喷射入燃烧室的喷射器组件。喷射器组件通过增材制造过程形成为单一主体，并且包括燃料腔、氧化剂腔以及一个或多个推进剂供给接头，所述一个或多个推进剂供给接头从喷射器组件突出并且通过增材制造过程与所述喷射器组件的所述单一主体形成为一体，其中至少第一接头构造为将液态丙烯运送到燃料腔，至少第二接头构造为将液氧运送到氧化剂腔。所述喷射器组件还包括多个喷射特征，所述多个喷射特征包括喷射器组件的表面中的孔隙，所述多个喷射特征中的一些喷射特征构造为将液氧和液态丙烯喷射到燃烧室中以用于燃烧。

示例9：根据示例8所述的液体火箭发动机，包括：喷射器组件包括通过增材制造过程形成单一主体的铝材料。

示例10：根据示例8-9所述的液体火箭发动机，其中液态丙烯包括冷却至低于环境温度和丙烯的常压沸点中的至少一者的致密化的丙烯。

示例11：根据示例8-10所述的液体火箭发动机，包括：一个或多个推进剂供给接头从喷射器组件的第一表面向外形成管道结构，所述第一表面与喷射器组件的包括多个喷射特征的表面相反。

示例12：根据示例8-11所述的液体火箭发动机，包括：一个或多个推进剂供给接头构造为与压缩配件相配合，以便附接到从第一主阀和第二主阀中的相关主阀定向延伸的相关推进剂供给管线。

示例13：根据示例8-12所述的液体火箭发动机，包括：多个喷射特征通过增材制造过程与单一主体形成为一体并且包括第一部分孔口，第一部分孔口构造为以指向燃烧室的中心线的大致锥形形状喷射燃料和氧化剂。

示例14：根据示例8-13所述的液体火箭发动机，包括：多个喷射特征包括第二部分孔口，第二部分孔口构造为指向燃烧室的壁处的外部地喷射燃料以冷却燃烧室的壁。

示例15：根据示例8-14所述的液体火箭发动机，包括第一泄放阀，第一泄放阀先于第一主阀联接到第一推进剂供给管线并且构造为选择性地排放第一推进剂供给管线内的至少一部分汽化液氧；以及第二泄放阀，第二泄放阀先于第二主阀联接到第二推进剂供给管线并且构造为选择性地泄放第二推进剂供给管线内的至少一部分汽化液态丙烯。

示例16：根据示例8-15所述的液体火箭发动机，包括第一推进剂箱和第二推进剂箱，第一推进剂箱构造为在液体火箭发动机点火之前储存处于超冷状态的液氧，第二推进剂箱构造为在液体火箭发动机点火之前储存处于致密化状态的液态丙烯。

示例17：一种制造火箭发动机推进剂喷射设备的方法。该方法包括通过增材制造过程将喷射器组件形成为单一主体，其中喷射器组件的单一主体包括燃料腔和氧化剂腔。该方法包括通过增材制造过程将至少第一推进剂供给接头与单一主体形成为一体，以提供用以将燃料运送到燃料腔的第一通道，通过增材制造过程将至少第二推进剂供给接头与单一主体形成为一体，以提供用以将氧化剂运送到氧化剂腔的第二通道，以及通过增材制造过程将多个推进剂喷射特征与单一主体形成为一体，多个推进剂喷射特征包括喷射器组件的表面中的孔隙。

示例18：根据示例17所述的方法，该方法进一步包括使用铝材料在增材制造过程中将喷射器组件形成为单一主体。

示例19：根据示例17-18所述的方法，该方法进一步包括将第一压缩配件附接到第一推进剂供给接头，将第二压缩配件附接到第二推进剂供给接头，第一压缩配件和第二压缩配件构造为联接到相关推进剂管线。

示例20：根据示例17-19所述的方法，该方法进一步包括将多个喷射特征形成为包括第一部分定向孔口和第二部分定向孔口，该第一部分定向孔口构造为以指向燃烧室的中心线的大致锥形形状喷射燃料和氧化剂，该第二部分定向孔口构造为指向燃烧室的壁处的外部地喷射燃料。

示例21：一种将推进剂提供给火箭发动机的燃烧室的方法。该方法包括将液态丙烯预处理至致密化状态并且将致密化的丙烯提供给与火箭发动机相关联的燃料箱，将液氧提供给与火箭发动机相关联的氧化剂箱，从将致密化的丙烯从燃料箱提供给火箭发动机的燃料阀的一个或多个燃料供给管线中清除汽化的致密化丙烯，以及从将液氧从氧化剂箱提供给火箭发动机的氧化剂阀的一个或多个氧化剂供给管线中清除汽化的液氧。该方法还包括接通燃料阀以将致密化的丙烯提供给喷射器组件，接通氧化剂阀以将液氧提供给喷射器组件，将致密化的丙烯和液氧从喷射器组件中的孔隙喷射到火箭发动机的燃烧室内，以及点燃燃烧室内的致密化的丙烯和液氧以提供与火箭发动机相关推进力。

示例22：根据示例21所述的方法，其中预处理液态丙烯包括将液态丙烯冷却至环境温度以下。

示例23：根据示例21-22所述的方法，其中预处理液态丙烯包括将液态丙烯低温冷却至液态丙烯的常压沸点以下。

示例24：根据示例21-23所述的方法，包括使用一个或多个燃料泄放阀清除汽化的致密化丙烯，以及使用一个或多个氧化剂泄放阀清除汽化的液氧。

示例25：根据示例21-24所述的方法，包括从喷射组件中的第一部分孔隙以指向燃烧室的中心线的大致锥形形状喷射液氧和至少第一部分致密化的丙烯。

示例26：根据示例21-25所述的方法，包括从喷射组件中的第二部分孔隙向外指向燃烧室的壁喷射至少第二部分致密化的丙烯，以便冷却燃烧室的壁。

附图中提供的原理框图、操作场景和顺序以及流程图表示用于执行本公开内容的新颖性方面的示例性系统、环境和研究方法。尽管出于简化说明的目的，本文包括的方法可能以原理框图、操作场景和顺序或流程图的形式展现，并且可以被描述为一系列的动作，但是应当理解并领会，这些方法不受动作顺序的限制，因为一些动作可以据其以与本文所示和所述不同的顺序发生和/或与其它动作同时发生。例如，本领域的技术人员将理解并领会，方法可以替代地表示为一系列相互关联的状态或事件，例如以状态图的形式。此外，可能并非研究方法中示出的所有动作都是新颖性的实施例所需要的。

根据以上描述可以使用本文所讨论的各种材料、制造过程和推进剂。然而，应当理解，本文的公开内容和改善措施不限于这些材料、制造过程和推进剂，并且可以在一系列合适的材料、制造过程和推进剂之间交叉地适用。因此，本文所包括的描述和附图描绘了具体实施例以教导本领域技术人员如何制作和使用最佳选项。出于教示发明的原理的目的，一些常规的方面已经被简化或省略。本领域技术人员应当领会这些实施例的变体落入本公开内容的范围内。本领域技术人员还应当领会，上述特征可以以各种方式组合以形成多种实施例。

Claims (20)

1.一种火箭发动机推进剂喷射设备，包括：

喷射器组件，所述喷射器组件通过增材制造过程形成为单一主体，并包括：

燃料腔；

氧化剂腔；

一个或多个推进剂供给接头，所述一个或多个推进剂供给接头从所述喷射器组件突出并且通过所述增材制造过程与所述喷射器组件的所述单一主体形成为一体，其中至少第一接头构造为将燃料运送到所述燃料腔，并且至少第二接头构造为将氧化剂运送到所述氧化剂腔；以及

多个喷射特征，所述多个喷射特征包括所述喷射器组件的表面中的孔隙，所述多个喷射特征中的一些喷射特征构造为喷射用于燃烧的所述燃料和所述氧化剂。

2.根据权利要求1所述的设备，包括：

所述喷射器组件包括通过所述增材制造过程形成所述单一主体的铝材料。

3.根据权利要求1所述的设备，其中所述火箭发动机推进剂喷射设备构造为使用致密化的丙烯作为所述燃料并且使用液氧作为所述氧化剂。

4.根据权利要求1所述的设备，包括：

所述一个或多个推进剂供给接头形成从所述喷射器组件的第一表面向外渐缩的管道结构，并且构造为与用于附接到相关推进剂供给管线的压缩配件相配合。

5.根据权利要求1所述的设备，包括：

所述多个喷射特征通过所述增材制造过程与所述单一主体形成为一体。

6.根据权利要求1所述的设备，包括：

所述多个喷射特征包括第一部分孔口，所述第一部分孔口构造为以关于相关燃烧室壁向内指向的大致锥形形状而喷射燃料和氧化剂。

7.根据权利要求6所述的设备，包括：

所述多个喷射特征包括第二部分孔口，所述第二部分孔口构造为向外指向所述相关燃烧室壁而喷射燃料以冷却所述相关燃烧室壁。

8.一种液体火箭发动机，包括：

燃烧室，所述燃烧室构造为接收用于燃烧的液氧和液态丙烯；

第一推进剂供给管线，所述第一推进剂供给管线构造为将所述液氧从第一推进剂箱运送到第一主阀；

第二推进剂供给管线，所述第二推进剂供给管线构造为将所述液态丙烯从第二推进剂箱运送到第二主阀；

喷射器组件，所述喷射器组件构造为从所述第一主阀和所述第二主阀中的相关主阀接收所述液氧和所述液态丙烯并且将所述液氧和所述液态丙烯喷射入所述燃烧室，所述喷射器组件通过增材制造过程形成为单一主体并且包括：

燃料腔；

氧化剂腔；

一个或多个推进剂供给接头，所述一个或多个推进剂供给接头从所述喷射器组件突出并且通过所述增材制造过程与所述喷射器组件的所述单一主体形成为一体，其中至少第一接头构造为将所述液态丙烯运送到所述燃料腔，并且至少第二接头构造为将所述液氧运送到所述氧化剂腔；以及

多个喷射特征，所述多个喷射特征包括所述喷射器组件的表面中的孔隙，所述多个喷射特征中的一些喷射特征构造为将所述液氧和所述液态丙烯喷射到所述燃烧室中以用于燃烧。

9.根据权利要求8所述的液体火箭发动机，包括：

所述喷射器组件包括通过所述增材制造过程形成所述单一主体的铝材料。

10.根据权利要求8所述的液体火箭发动机，其中，所述液态丙烯包括被冷却至低于环境温度和丙烯的常压沸点中至少一者的致密化的丙烯。

11.根据权利要求8所述的液体火箭发动机，包括：

所述一个或多个推进剂供给接头形成从所述喷射器组件的第一表面向外的管道结构，所述第一表面与所述喷射器组件的包括所述多个喷射特征的表面相反。

12.根据权利要求8所述的液体火箭发动机，包括：

所述一个或多个推进剂供给接头构造为与压缩配件相配合，以便附接到从所述第一主阀和所述第二主阀中的相关主阀定向延伸的相关推进剂供给管线。

13.根据权利要求8所述的液体火箭发动机，包括：

所述多个喷射特征通过所述增材制造过程与所述单一主体形成为一体并且包括第一部分孔口，所述第一部分孔口构造为以指向所述燃烧室的中心线的大致锥形形状喷射燃料和氧化剂。

14.根据权利要求13所述的液体火箭发动机，包括：

所述多个喷射特征包括第二部分孔口，所述第二部分孔口构造为向外指向所述燃烧室的壁而喷射燃料以冷却所述燃烧室的所述壁。

15.根据权利要求8所述的液体火箭发动机，包括：

第一泄放阀，所述第一泄放阀先于所述第一主阀联接到所述第一推进剂供给管线并且构造为选择性地排放所述第一推进剂供给管线内的至少一部分汽化的液氧；以及

第二泄放阀，所述第二泄放阀先于所述第二主阀联接到所述第二推进剂供给管线并且构造为选择性地排放所述第二推进剂供给管线内的至少一部分汽化的液态丙烯。

16.根据权利要求8所述的液体火箭发动机，包括：

第一推进剂箱，所述第一推进剂箱构造为在所述液体火箭发动机点火之前储存处于深冷状态的所述液氧；以及

第二推进剂箱，所述第二推进剂箱构造为在所述液体火箭发动机点火之前储存处于致密化状态的所述液态丙烯。

17.一种制造火箭发动机推进剂喷射设备的方法，所述方法包括：

通过增材制造过程将喷射器组件形成为单一主体，其中所述喷射器组件的所述单一主体包括燃料腔和氧化剂腔；

通过所述增材制造过程将至少第一推进剂供给接头与所述单一主体形成为一体，以提供用以将燃料运送到所述燃料腔的第一通道；

通过所述增材制造过程将至少第二推进剂供给接头与所述单一主体形成为一体，以提供用以将氧化剂运送到所述氧化剂腔的第二通道；以及

通过所述增材制造过程将多个推进剂喷射特征与所述单一主体形成为一体，所述多个推进剂喷射特征包括所述喷射器组件的表面中的孔隙。

18.根据权利要求17所述的方法，进一步包括：

在所述增材制造过程中使用铝材料将所述喷射器组件形成为所述单一主体。

19.根据权利要求17所述的方法，进一步包括：

将第一压缩配件附接到所述第一推进剂供给接头，并且将第二压缩配件附接到所述第二推进剂供给接头，所述第一压缩配件和所述第二压缩配件构造为联接到相关推进剂管线。

20.根据权利要求17所述的方法，进一步包括：

将多个喷射特征形成为包括第一部分定向孔口和第二部分定向孔口，所述第一部分定向孔口构造为以指向燃烧室的中心线的大致锥形形状喷射燃料和氧化剂，并且所述第二部分定向孔口构造为向外指向所述燃烧室的壁喷射燃料。