气尖引擎、包括此类引擎的发射载具及方法与流程

背景技术：

1、传统上，将卫星或其它有效载荷运送到轨道上的发射载具，即运载火箭，用于单个任务。其仅使用一次并且在飞行期间被销毁或丢弃。

2、到达轨道的第一个可重复使用发射载具是航天飞机。航天飞机最终不能实现将发射成本降低到低于一次性使用发射载具的成本的预期目标。航天飞机计划最终于2011年被放弃。

3、最近，一些研究尝试降低发射有效载荷的成本，并且由此出现了可重复使用发射系统，其中发射载具的一部分被回收并重新用于另一次飞行。或许发射载具的可重复使用的第一级最公知的示例由spacextm(太空探索技术公司)公司商业开发。falcon9(猎鹰9号)是由spacextm(太空探索技术公司)设计和制造的用于将卫星运送到轨道中的两级火箭。

4、即使falcon 9已经被成功地使用，重新进入和着陆所需的操纵非常复杂并且在技术上非常有挑战性。这导致开发成本很高。

5、本公开提供了至少部分地克服一些前述缺点的系统和方法的示例。

6、与公知的钟形喷嘴设计相反，气尖引擎是一种在广范围高度上保持其空气动力学效率的火箭引擎。其属于高度补偿喷嘴引擎类。与其他火箭引擎设计相比，具有气尖引擎的工具可以使用显著更少的推进剂。

7、存在几种不同形状的气尖设计版本。在环形气尖中，尖端是碗形的，废气以围绕外缘的环的形式排出。理论上，为了效率最佳，这需要无限长的尖端，但是通过从较短的截去顶端的尖端的中心吹出少量气体，可以实现良好的性能。气体通常是来自涡轮泵的废气。

8、在线型气尖中，尖端由锥形楔形板构成，废气在“厚”端的任一侧排出。这种设计具有可堆叠的优点，允许将几个较小的引擎布置成排成为一个较大的引擎，同时通过使用单独的引擎节气门控制来增强转向性能。

9、本公开在各种示例中提供了气尖引擎的改进。

技术实现思路

1、在第一方面，提供了一种气尖引擎，所述气尖引擎被配置成连接到液态甲烷罐和液态氧气罐，并且所述气尖引擎包括中心体，该中心体包括气尖喷嘴和外部裙部，其中燃烧室被限定在外部裙部和中心体之间。所述中心体由一种或多种铜合金增材制造，并具有多个中心体内冷却通道，所述外部裙部由一种或者多种铜合金增材制造，并有多个裙部内冷却通道。气尖引擎配置成通过内冷却通道将从液态甲烷罐输送的液态甲烷和从液态氧罐输送的液态氧供应到燃烧室。

2、根据该方面，提供了一种气尖引擎，该气尖引擎特别设计用于可重复使用发射载具。铜合金具有高导热率，因此避免了热梯度和伴随的变形，例如翘曲和局部塑性，这对于可重复使用发射载具很重要。气尖引擎中的热行为和控制可以通过再生冷却来控制。这可能导致焦化，但是已经发现铜合金与液态氧和甲烷的组合从而避免或极大地减少了蒸煮，从而提高了复用性。由于两种推进剂都可以通过冷却通道供应，因此推进剂的温度不会达到再生冷却中仅使用一种推进剂时的高温。

3、通过使用增材制造(即3d打印)来制造气尖引擎，可以在航空气尖设计中提供具有复杂几何图形的冷却通道。因此使得优化的冷却成为可能。另外，增材制造减少了部件数量和引擎的可能故障模式。结合起来，提供了一种火箭引擎，该火箭引擎可以通过减少推进剂的使用和复用性来显著降低总体运行成本。

4、液态甲烷泵可以可操作地与膨胀涡轮联接，所述膨胀涡轮被配置用于使加热的甲烷膨胀。液体氧泵可以可操作地与膨胀涡轮联接，所述膨胀涡轮被配置用于使加热的氧膨胀。

5、在一些示例中，液态甲烷和液态氧中的一种可用于冷却中心体，而液态甲烷和液态氧中的另一种可用于冷却外部裙部。中心体和裙部的冷却循环可以是完全独立的。

6、在一些示例中，一个或多个冷却通道具有非恒定的截面。在另外的示例中，一个或多个冷却通道具有非恒定的表面粗糙度。可选地，形成所述燃烧室的所述外部裙部的壁的一部分和/或所述中心体的壁的一部分在制造后未抛光。使内冷却通道不抛光意味着可能发生增加的热传递。增加到冷却剂(推进剂)的热传递可提高膨胀器的效率，所述膨胀器可驱动用于泵送推进剂的泵。用于冷却通道的变化的横截面以及变化的粗糙度可以定制用于引擎机体的特定部分的冷却，并且使用增材制造二者可以容易地并入。

7、在进一步的方面，提供了一种气尖引擎，其配置成连接到第一液体推进剂罐和第二液体推进剂罐，并具有包括截去顶端的气尖喷嘴的中心体。截去顶端的气尖喷嘴的底部限定基板。气尖引擎包括外部裙部和限定在外部裙部和中心体之间的燃烧室。所述气尖引擎被配置为通过所述冷却通道将液体推进剂从所述罐供应到所述燃烧室，其中所述气尖引擎还被配置为将液体推进剂供应到所述基板处的出口。

8、在操作期间，基板产生热气体的再循环区域，其在材料上产生热应力，并产生减小引擎推力的基座吸力。代替将涡轮泵废气排放到该区域中，根据该方面，通过溢出一些推进剂并将其直接喷射到基部区域中，压力增大，同时该区域被冷却。

9、在该区域中循环的推进剂可以处于低温(例如大约)和高压(例如大约80bar(巴))。从主管线溢出的推进剂产生比冲损失，但是这可以通过由于基部区域中的压力增大而引起的推力恢复来补偿。

10、在一些示例中，液体推进剂可以是液态氧和液态甲烷。在一些示例中，可以喷射液态氧。

11、在进一步的方面中，提供了一种用于太空发射载具的可重复使用级，该级包括根据上述这些方面中的任一个的气尖引擎。本文所使用的发射载具的级可以理解为发射载具的一部分，该发射载具配置成与发射载具的其它部分分离并具有独立的推进系统。发射载具的级可以是串联布置或并联布置。

12、在一些示例中，气尖引擎可以被配置用于侧倾和姿态控制。在其他示例中，气尖引擎可以被配置用于推进太空发射载具。

13、在又一进一步的方面中，可以提供一种包括这种可重复使用级的发射载具。特别地，第一级可以是可重复使用级。在又一方面，提供了一种用于包括气尖引擎的发射载具的可重复使用级的重新进入的方法。气尖引擎具有包括气尖喷嘴和外部裙部的中心体，其中中心体包括冷却通道。该方法包括提供穿过该中心体的这些冷却通道的液体推进剂流以在重新进入过程中冷却中心体。

14、根据该方面，提供了一种用于例如在大气重新进入期间主动冷却基板区域和气尖引擎的方法。发射载具的可重复使用级可以执行尾部优先重新进入。由大气冲击产生的热通量对于材料(铜)来说可能太高而不能承受，因此可能需要冷却系统。在该再生冷却系统内部提供相对少量的推进剂将冷却该基部区域并且可以提供小的压力增大。

15、在一些示例中，液体推进剂可以是液态氧或液态甲烷。

16、在一些示例中，提供通过所述冷却通道的所述液体推进剂流包括泵送所述液体推进剂通过所述冷却通道。可选地，一个或多个电池可为用于泵送液体推进剂的一个或多个泵提供动力。

17、根据又一进一步的方面，提供了一种使用包括气尖引擎的发射载具的可重复使用级的重新进入的方法。该方法包括通过气尖引擎的冷却通道提供第一液体推进剂和第二液体推进剂的组合流量，两种液体推进剂的组合流量在气尖引擎的操作中具有理论推力水平。该方法还包括操作气尖引擎在重新进入期间产生推力，其中由气尖引擎产生的推力低于理论推力水平。

18、根据该方面，提供了液体推进剂的流量，其提供了比推力相对更多的冷却。在重新进入期间，为了减慢速度，可能需要推力。该推力将比起飞所需的推力低得多，因为发射载具的各级可能已经分开，并且因为将携带更少推进剂。使用航空航天型引擎的一个方面是废气流将适应盛行的环境条件，因此避免了在例如钟形喷嘴中以减小的推力操作时与具有低压相关的问题。

19、在用于冷却的推进剂的流量降低时可能出现问题。对于需要相对少量的推力的情况，将减小推进剂的流量。但是如果推进剂用于冷却，则可能提供不充分的冷却。根据该方面，液体推进剂被提供，足以冷却的艺术流量，而气尖引擎没有充分利用推进剂流量。

20、该方法可以包括以第一流量提供通过气尖引擎的冷却通道的第一液体推进剂的第一流动，以及以第二流量提供通过气尖引擎的其他冷却通道的第二液体推进剂的第二流动。在一些示例中，第一液体推进剂的第一流的一部分和/或第二液体推进剂的第二流的一部分在流过冷却通道之后不供应到燃烧室。即液体推进剂可用于冷却气尖引擎的不同部分，但随后不向燃烧室提供加热的推进剂。

21、在一些示例中，第一液体推进剂和第二液体推进剂在燃烧室中的混合物在重新进入期间可能不是最佳的。在初始起飞和飞行期间，可以在气尖引擎的燃烧室中提供理想的混合比。相反，在重新进入期间，混合比可以变化，使得推进剂可以有效地用于冷却，但是推力与理论能力相比减小。推进剂的转移和改变推进剂的混合物也可以组合使用。

22、此方面的方法的示例可与本文所解释的所有其它方面和实施例组合。