(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
再生冷却型ジャケットであって、
流体不透過性を有する内壁体であって、冷却チャンバを形成するものと、
流体不透過性を有する外壁体であって、前記内壁体と共同して前記冷却チャンバを形成するものと、
前記内壁体と前記外壁体との間に位置する前記冷却チャンバ内に位置する多孔質媒体基体と
を含み、
その多孔質媒体基体は、
冷却用流体が前記冷却チャンバに流入する流入部と、
前記冷却用流体が前記冷却チャンバから流出する流出部と
を含み、
前記内壁体、前記多孔質媒体基体および前記外壁体は、互いに位置合わせされた複数枚の金属レイヤの積層体から形成されている再生冷却型ジャケット。
【請求項２】
前記多孔質媒体基体は、前記内壁体と前記外壁体との間に、それら内壁体と外壁体とを熱的に互いに直接的に接続する直接熱接続部を実現する構造体を含む請求項１に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項３】
前記多孔質媒体基体は、前記冷却用流体であって攪拌されたものを前記内壁体から前記外壁体に誘導する構造体を含む請求項１に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項４】
前記構造体は、マイクロチューブを含む請求項３に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項５】
前記構造体は、リボン構造体を含む請求項３に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項６】
前記多孔質媒体基体は、前記冷却チャンバの形状に倣う形状を有する請求項１に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項７】
前記多孔質媒体基体は、マイクロ流体多孔質リソグラフィ構造体を含む請求項１に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項８】
前記多孔質媒体基体は、マイクロ流体多孔質金属発泡体を含む請求項１に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項９】
前記多孔質媒体基体は、前記冷却用流体に対して触媒として作用しない請求項１に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項１０】
前記多孔質媒体基体は、アルミニウムを含む請求項１に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項１１】
前記多孔質媒体基体は、ニッケルを含む請求項１に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項１２】
前記多孔質媒体基体は、ステンレス鋼を含む請求項１に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項１３】
前記多孔質媒体基体は、８０％未満の気孔率を有する請求項１に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項１４】
前記内壁体、前記多孔質媒体基体および前記外壁体は、互いに共同して、前記互いに位置合わせされた複数枚の金属レイヤであってそれぞれ所望の内側寸法を有するものが積層されて成る１つのモノリシック構造体を構成する請求項１に記載の再生冷却型ジャケット。
【請求項１５】
ロケットエンジンを冷却するロケットエンジン冷却方法であって、
推進剤タンクから流入ポートを通過して流入した、流体である推進剤兼冷却剤を、冷却チャンバであって前記ロケットエンジンの、流体不透過性を有する内壁体と、前記ロケットエンジンの、流体不透過性を有する外壁体との間に形成されたものを通過させ、その後、前記冷却チャンバの流出ポートを通過させて前記ロケットエンジンの燃焼室内に送り込む通過工程を含み、
前記冷却チャンバ内に多孔質媒体基体が配置され、
前記内壁体、前記多孔質媒体基体および前記外壁体は、互いに位置合わせされた複数枚の金属レイヤの積層体から形成されているロケットエンジン冷却方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
[関連出願の参照]
本出願は、２００８年１２月８日に出願された米国仮特許出願第６１／１２０，７７６号であって発明の名称が「多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケット」であるものの優先権の効果を主張しており、特に、その米国仮特許出願は、それが開示しまたは教示するすべての内容につき、引用により本明細書に合体する。
【０００２】
本出願に開示された技術への資金提供が、アメリカ航空宇宙局（ＮＡＳＡ）シェアード・サービス・センタ（NASA/Shared Services Center）によって管理・運営されているアメリカ航空宇宙局規約（NASA contract）ＮＮＸ０９ＣＢ１２Ｃによって部分的になされた。米国政府が、本発明における一定の権利を所有する可能性がある。
【背景技術】
【０００３】
ロケット工学の研究により、ロケット・エンジン、推進剤および出力のそれぞれのデザイン（設計、設計構造）が数多くの点で改良されてきた。しかしながら、少なくとも一つの問題が未解決のままである。ロケット・エンジンは、作動中、高温の燃焼ガスを発生させるとともに、膨大な量の熱を放出する。エンジン性能の低下もエンジン構造自体の信頼性(integrity)の喪失もなく、そのように極めて高い作動温度に対処するように、および／または、その高温燃焼ガスに曝されたより低温材料から熱を放散させるように、材料、構造および冷却方法を設計することは、解決が困難な技術的課題である。エンジン作動中、それに関連して生じる温度が、３４５０°Ｋ（約３２００°Ｃ）に達する（潜在的には、超える）可能性がある。効果的な冷却なしでは、一般には、数多くの材料をエンジンのために使用することが不可能であり、なぜなら、エンジン作動温度がそれら材料の融点に近づくように上昇するかもしくはその融点を超える可能性があるからであるか、または、エンジン作動温度が原因で、低い構造的特性を有する材料の温度場（temperature regime）においてそれら材料が使用される可能性があるからである。さらに、燃焼室内面に接触しているガス境界層（gas boundary layer）における燃焼ガスが、通常、前記材料に対してより高い腐食性を示し、なぜなら、上昇した温度では、低温時より、非常に反応性が高い気体分子が存在しているからである。燃焼室内面に接触しているガス境界層を冷却することにより、反応性が高い種類の分子（species）の密集度を減少させ、ひいては、燃焼ガスの化学的な腐食性を低減することが可能となる。さらに、エンジン作動の停止後であっても、そのエンジンがその作動中に十分に冷却されていなかったならば、そのエンジン内に残留している余熱がソークバック（加熱し返し、温度上昇、soak-back）して、エンジン・システム内の別の場所に存在する、温度に敏感な部品（例えば、操作されるエンジン・バルブであって低温バルブシートを有するもの、過熱の影響を受けやすいソレノイド、もしくは電気配線であって一般的なエンジン温度で溶融する可能性がある標準的な絶縁処置が施されたもの、またはそれら部品の組合せ）に損傷を与えるかまたはその部品を破壊する可能性がある。現在の冷却方法では、エンジン作動中および／または作動終了後、十分な冷却を行うことができない。
【発明の概要】
【０００４】
本明細書および特許請求の範囲の欄に記載されたいくつかの実施形態は、上述の問題を、再生冷却型ロケット・エンジンであって極高温で作動するロケット・エンジンを含むものに適用される材料および方法を提供することによって対処する。再生冷却型ジャケットが、エンジンの燃焼室を包囲し、冷却用流体（coolant fluid）が、このジャケットの外側部と内側部との間に形成されたチャネルであって多孔質媒体で充填されたもの（porous-media-filled channel）を貫流する。一実施形態においては、ジャケットの内側部が、燃焼室の内面境界を形成する。前記チャネルは、多孔質媒体エレメントを有する材料であって、冷却用流体が前記チャネルを貫流することを可能にするものを有する。いくつかの実施形態においては、前記材料として、ニッケルまたはアルミニウムのような低温非耐火性金属（low temperature nonrefractory metals）が含まれる。
【０００５】
本明細書に開示された冷却用流体の一例は、亜酸化窒素燃料混合単元推進剤（nitrous oxide fuel blend monopropellants）であり、その亜酸化窒素燃料混合単元推進剤は、関連する米国特許出願第１２／２６８，２６６号に開示されており、その出願は、発明の名称が「亜酸化窒素燃料混合単元推進剤」であり、かつ、２００８年１２月８日に出願されており、その出願は、引用により本明細書に合体されるが、他の単元推進剤もしくは二元推進剤または他の流体を採用してもよい。さらに、この再生冷却型ジャケットと共に使用することが可能である点火システムの種類が、使用される推進剤の種類に応じて変化し得る。この再生冷却型ジャケットと共に使用可能な金属も、使用される推進剤の種類に応じて変化し得、なぜなら、ある実施形態においては、その金属が、特定の推進剤に対して触媒として作用しないことが要望され得るからである。
【０００６】
本明細書に開示された再生冷却型ジャケットを使用したロケット・エンジンは、打ち上げ機のロケット・エンジンのような大型ロケット・エンジン、宇宙船もしくは人工衛星において姿勢制御に使用されるロケット・エンジンのような小型ロケット・エンジン、または他の利用形態でのエンジンを冷却するために使用することが可能である。注記するに、ガス発生、仕事の取出し（work extraction）（例えば、ピストンまたはタービンを媒介として）および基板加熱（substrate heating）もまた、本技術にとっての妥当な用途である。
【０００７】
「約」（"about"）および「概ね」（"approximately"）という用語は、本明細書の開示事項の全体を通じて、「±１０％」を意味することを意図している。他のいくつかの実施形態も、本明細書および特許請求の範囲の欄に記載されている。
本発明によれば、さらに、再生冷却型ジャケットであって、流体不透過性を有する内壁体であって、冷却チャンバおよびロケットエンジンの燃焼室を形成するものと、流体不透過性を有する外壁体であって、前記内壁体と共同して前記冷却チャンバを形成するものと、前記内壁体と前記外壁体との間に位置する前記冷却チャンバ内に位置する多孔質媒体基体とを含み、その多孔質媒体基体は、冷却用流体が前記冷却チャンバに流入する流入部と、前記冷却用流体が前記冷却チャンバから直接的に前記燃焼室内に流出する流出部とを含み、前記多孔質媒体基体は、オープンセル型金属発泡体により形成されている再生冷却型ジャケットも提供される。
本発明によれば、さらに、ロケットエンジンを冷却するロケットエンジン冷却方法であって、推進剤タンクから流入ポートを通過して流入した、流体である推進剤兼冷却剤を、冷却チャンバであって前記ロケットエンジンの、流体不透過性を有する内壁体と、前記ロケットエンジンの、流体不透過性を有する外壁体との間に形成されたものを通過させ、その後、前記冷却チャンバの流出ポートを通過させて前記ロケットエンジンの燃焼室内に直接的に送り込む通過工程を含み、前記冷却チャンバ内に多孔質媒体基体が配置され、その多孔質媒体基体は、オープンセル型金属発泡体により形成されているロケットエンジン冷却方法も提供される。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】図１は、再生冷却型ロケット・エンジンの一例を使用した打ち上げ機を示している。
【０００９】
【図２】図２は、再生冷却型ロケット・エンジンの一例を使用した人工衛星を示している。
【００１０】
【図３】図３は、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットを組み込んだ推進器熱的モデル・ロケット・エンジン（thruster thermal model rocket engine）の一例の断面幾何学的特徴を示している。
【００１１】
【図４】図４は、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットの一例における冷却剤流路の断面幾何学的特徴を示している。
【００１２】
【図５】図５は、リソグラフィ法によって形成された複数枚のレイヤを使用して、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットの一例を製造する方法を示している。
【００１３】
【図６】図６は、金属発泡体（metal foam）部品を使用して、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットの一例を製造する方法を示している。
【００１４】
【図７】図７は、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットのうちの流入マニホールドの一実施形態を示している。
【００１５】
【図８】図８は、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットにおける流入マニホールドの別の実施形態を示している。
【００１６】
【図９】図９は、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットによる圧力低下データを表すグラフを示している。
【００１７】
【図１０】図１０は、ロケット燃焼室の一例のために構成された多孔質媒体ジャケットの流体幾何学的特徴（fluid geometry）を示している。
【００１８】
【図１１】図１１は、熱伝達モデル幾何学的特徴およびサーマル・ノード・ネットワーク（thermal node network）の組合せの一例を示している。
【００１９】
【図１２】図１２は、多孔質媒体の構造体の一例であって、リソグラフィ法によって形成された、重なり合う複数の六角形構造体によるものを拡大して示している。
【００２０】
【図１３】図１３は、実施例６において説明される多孔質媒体ジャケットを備えたロケット燃焼室試作品内に配置された熱電対および燃焼室圧力ポートのそれぞれの位置の一例を示している。
【００２１】
【図１４】図１４は、実施例６において説明される前記エンジン試作品の一例から得られた燃焼室圧力の時間的変化の一例を示している。
【００２２】
【図１５】図１５は、実施例６において説明される前記エンジン試作品の一例から得られた、指定位置にある熱電対の一例によって記録された温度の時間的変化を示している。
【００２３】
【図１６】図１６は、実施例６において説明されるリブを備えた再生冷却型ジャケットの一例を示している。
【００２４】
【図１７】図１７は、冷却剤の流れを誘導するベーンを備えた再生冷却型ジャケットの一例を示している。
【００２５】
【図１８】図１８は、冷却剤の流れを誘導するマイクロチューブ（microtubes）を備えた再生冷却型ジャケットの一例を示している。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
図１および図２はそれぞれ、打ち上げ機および姿勢制御ロケット・エンジンと共に使用される再生冷却型ロケット・エンジンの実施形態であって本明細書に開示されたものを示している。図１においては、ロケット先端部（ロケット・ノーズ）１０２が、推進剤タンクを有するロケット胴体１０４に取り付けられている。点火インタフェース（ignition interface）１０６が、ロケット胴体１０４と燃焼室１０８との間に位置しており、その燃焼室１０８は、膨張ノズル（expansion nozzle）１１０内への送給を行う。図示された例においては、ロケットが、左側から右側に推進させられる。燃焼室１０８は、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケット（多孔質媒体ジャケット）を有しており、冷却用流体（例えば、液体または気体）が、そのジャケットを貫流してロケット・エンジン１１２を冷却することができる。
【００２７】
図２においては、人工衛星２００が、人工衛星本体２０２と、２つの太陽光発電パネル２０４および２０６とを有する。多数のロケット・エンジン２０８，２１０，２１２，２１４および２１６が、人工衛星２００の姿勢制御用として、人工衛星本体２０２に取り付けられている。各ロケット・エンジン２０８，２１０，２１２，２１４，２１６は、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットを有しており、冷却用流体（例えば、液体または気体）がそのジャケットを貫流して各ロケット・エンジン２０８，２１０，２１２，２１４，２１６を冷却することができる。
【００２８】
図３は、多孔質媒体ジャケットを有する再生冷却型エンジン３００の一使用例を示している。この実施形態においては、一つ以上の未燃焼の推進剤が、冷却用流体として作用しつつ、流入管３０２を経て流入し、多孔質媒体で充填されたチャネル３０４内を通過する。その多孔質媒体は、ロケット・エンジン３１６の内壁体３１４と外壁体３１２との間にあるチャネル３０４を充填するとともに、それら内壁体３１４および外壁体３１２の双方に熱的に接触している。その多孔質媒体は、冷却剤がチャネル３０４を貫流することを可能にして、燃焼室３０８から、流動する冷却剤への熱伝達を増大させるように機能する。その冷却剤の流れは、実線の矢印によって概略的に示される。
【００２９】
冷却剤兼推進剤（coolant/propellant）は、その後、チャネル３０４から噴射ヘッド３０６を通って流動し、発熱反応が発生する燃焼室３０８内に流入する。したがって、その冷却用流体は、燃焼室３０８内において発火する。燃焼ガスは、スロート狭窄部（throat constriction）３０９を通過し、所望形状（任意形状）を有するノズル（contoured nozzle）、すなわち、膨張ノズル３１０によって加速される。燃焼済みガスの経路は、破線の矢印によって概略的に示される。膨張ノズル３１０を通過するように質量体（例えば、燃焼ガス）を加速することによって推進力が発生させられる。本明細書に開示された再生冷却型ジャケットは、その推進力発生に加えて、燃焼室がガス発生、仕事取出し（例えば、ピストンまたはタービンを介して）または基板加熱のために使用されるシステムにおいても利用することが可能である。
【００３０】
燃焼済みガスの圧力および温度は、特にスロート狭窄部３０９の領域において、極めて高くなっている。ロケット・エンジン３００の内壁体３１４は、燃焼済みガスによって、自身の内側サイド（例えば、燃焼室に面する）において加熱されるとともに、多孔質媒体を貫流する冷却剤兼推進剤によって、自身の外側サイド（例えば、チャネル３０４に面する）において冷却される。
【００３１】
図４は、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケット４００の例示的な一実施形態を示している。流入する冷却用流体（燃焼反応剤すなわち推進剤（combustion reactants/propellants）の全部または一部）が、流入管接合部（inlet interface）４１２であって管として表現されているものを通過してエンジンに流入するが、他の流入管接合部も採用してもよい。その冷却用流体は、ジャケット４００内のチャネル４０５内に、マニホールド（多岐管）４０７を介して分配される。チャネル４０５は、多孔質媒体４０６で充填され、それにより、前記冷却用流体が、ジャケット４００内のチャネル４０５を貫流することが可能である。その冷却用流体は、多孔質媒体４０６内を、チャネル４０５の円周部に沿い、かつ、流入管接合部４１２から、チャネル４０５のうち、噴射ヘッド（図示しないが、参照符号４０９で示す位置近傍に配置されている）の近傍にある端部まで、エンジンの燃焼室４０２およびスロート（throat）の形状に沿って貫流する。チャネル４０５内の流体通路は、燃焼室壁体４０４と外殻体４０８とによって規定される。それら燃焼室壁体４０４および外殻体４０８の双方は、流体の流れに対して不浸透性を示す膜状体（membranes）であって、前記冷却用流体をチャネル４０５から漏れないようにチャネル４０５内に収容し続ける。
【００３２】
多孔質媒体４０６およびチャネル４０５は、それらの終端を、前記噴射ヘッドの近傍位置において有する。予定された推進剤と共に使用するのに適した噴射ヘッドが、参照符号４０９で示す位置において、ジャケット４００と一体化することが可能である。燃焼室４０２内に発生した熱は、流入してくる推進剤に結び付き、それにより、比較的低い推進器温度が達成される（ロケット推進器の標準によれば）。
【００３３】
ロケット工学においては、多孔質媒体を採用すれば、実際に、気相推進剤および二相推進剤がエンジン冷却剤として使用可能になるであろうという認識が、これまで実現されてこなかったし、現時点で自明でもない。液体冷却剤への熱伝達についての極大・極小熱流束推定値（bounding heat flux estimates）を証明する予備的な実験とは異なり、１）気体による冷却が可能であるか、２）気相＋液相（二相）による冷却が可能であるか、または、３）それらに代わる液体による冷却であって、冷却剤用ジャケット内に気体（および、対応するホットスポット）を発生させる液膜沸騰（liquid film boiling）の影響を受けにくいものが可能であるエンジンを開発するために、より完全なシステム・モデルと、エンジンおよび多孔質媒体において流体移送および熱伝達が行われる複雑な環境に対する理解とが必要となる。
【００３４】
多孔質媒体ジャケットの例示的な複数のパラメータが、気相冷却剤を用いるジャケットを設計する際に変更され得、それらパラメータは、ジャケットの熱伝導率（ジャケット材料の選択による）、ジャケットの有効気孔径（effective pore diameter）およびマイクロ流体通路（micro-fluidic passages）であって流れを誘導するものの全体形状、ならびに、最後には、ジャケット・ギャップ（jacket gap、ジャケット内の流路幅）を非排他的に含む。それらパラメータは、ジャケット・デザインを生成するために、すべて変更されて最適化され、そのジャケット・デザインによれば、高いガス温度に曝されたエンジンにおいて熱流束が変化するクリティカルなエンジン表面（critical engine surfaces、限界エンジン表面）の十分な冷却が確保される一方で、同時に、ジャケット内を通過するように移動する冷却剤のコア圧力低下（core pressure drop）が最小限に抑えられる。気相推進剤については、ジャケットの設計における別の制約条件が、気相推進剤がマイクロ流体通路内を通過して移動するときにおける局所気孔空間ガス（local pore space gases）の音速である。液体推進剤とは異なり、局所マイクロ流体気相速度（local micro-fluidic gas phase velocities）は、音速に他ならず、前記ガスが自らの音速に近づくにつれて深刻になり得る種々の圧力低下特性を経験する。したがって、ジャケットの設計においては、局所気孔ガス速度（local pore gas velocity）が音速を大きく下回り続けることを確保することが、ジャケット設計全体についての別の制約条件となる。最終的には、流体がある温度勾配下で多孔質媒体を通過する際のバルク流体対流（bulk fluid convection）の性質が、熱伝達の増加量を決定するために深く関係する。例えば、スロート近傍においては、高速の流体が、ジャケットの内壁体および外壁体の間における流体の混合（攪拌）を促進するのに十分な乱流であって、ジャケットの熱伝達特性を向上させるのに十分なものを生成する。これと同じ効果を、ジャケットのうち、冷却剤がより低速で移動するいくつかの領域において得るためには、ジャケット・ギャップを減少させる（圧力低下量の増加という犠牲を払って）か、または多孔質媒体内に埋設されるかもしくはその多孔質媒体の一部である別の構造体が、強制的な流体混合（攪拌）を促進してもよい。
【００３５】
焼結金属媒体を複数の微細金属粒子によって形成することが可能であり、それら微細金属粒子は、型内に配置され、機械的に加圧され、そして、それら微細金属粒子が互いに結合するまで加熱される。その加圧の程度および温度を、機械的特性および流動特性が広範囲に異なる複数の材料を生成するために、変化させることが可能である。生成される材料は、選択されるベース媒体（多孔質媒体のベース材料）と焼結工程とに応じて、中実金属部品（solid metallic part）から高多孔質金属基体（highly porous metal matrix）までの範囲内で変化し得る。多孔質金属基体部品は、ろ過、分散、混合（攪拌）、触媒反応、流量安定化および雑音・騒音低減というように広い用途を有する。しかしながら、多孔質金属基体部品の熱交換器としての用途は、一般に、圧力低下が主要な設計要因ではない用途に限られる。
【００３６】
金属発泡体（metal foam、発泡金属）は、中実金属とオープンセル（開放気孔、連続気孔）型またはクローズドセル（閉鎖気孔、独立気孔）型のボイド（空洞）（open or closed cellular voids）とが共存する基体（マトリクス、母材、基材、matrix）を説明するために使用される広義の用語である。金属発泡体は、数多くの方法によって生成可能であり、その最終生成物がボイドを含有する限り、生成された材料は「金属発泡体」と称される。複数のボイドが互いに連続している場合、当該金属発泡体は、「オープンセル型（open-celled）」と称され、また、それらボイドが互いに連続していない場合、当該金属発泡体は、「クローズドセル型（closed-celled）」と称される。オープンセル型金属発泡体は、比表面積（specific surface area）が５０［ｉｎ２／ｉｎ３］に接近している状態で、媒体の初期密度（発泡前の媒体密度, starting media density）の３％というように低い密度を有することができる。言い換えれば、基体内の容積のうちの９７％というように多くの部分が、開放流路（open flow paths）を有することができる。この種の多孔質媒体は、９７％の気孔率（ε）を有する種類と称される。熱伝達表面積を最大化しつつ、圧力低下を最小限に抑えるために、オープンセル型金属発泡体という形態を有する多孔質媒体は、ロケット推進器および他のエンジンについての特定のいくつかの実施形態のための再生冷却を促進するのに有望であるように見える。
【００３７】
多孔質媒体の特性の選択およびロケット・エンジンにおける再生冷却型ジャケットの設計が、後述する実施例３において詳述される。簡潔に言えば、ロケットの機能によって一定の制限が課せられる。例えば、冷却剤がチャネルから流出してエンジンの燃焼室内に流入する際に、圧力を保持することが望まれる。したがって、流入部（inlet）から噴射ヘッドまでの間での大幅な圧力低下は、不利である。その圧力低下が非常に大きい場合、エンジンのサイズ（寸法）および重量を増大させることにより、推進力レベルの規定値が達成される可能性があり、また、いくつかの極端な場合には、推進剤が、十分に高いレベルでの燃焼を持続させることができなくなる可能性がある。ある事例においては、前記圧力低下が、貯蔵されている推進剤の圧力（推進剤タンクから燃焼室までの推進システム全体について）の約１０％を超える場合、過剰な量の推進剤が、前記推進剤タンク内に未使用状態で残ってしまう可能性がある。過度の気孔率を有する多孔質媒体であれば、許容範囲を超える大幅な圧力低下を引き起こすことはないが、熱を効率よくエンジンから伝達することもなく、その理由は、燃焼室からの主要な熱輸送機構を実現するのは、かなりの程度で、ジャケットのチャネル内における多孔質媒体のうちのベース材料（流体を除く部分）の容積であるというものである。よって、気孔率は、圧力低下と熱伝達との間の適正なバランスを実現するように選定される。本明細書に開示された実験によれば、ロケット・エンジン用の材料の場合には、約８０％を概ね超えない気孔率を有する材料が、許容範囲内のバランスを実現することが示唆される。いくつかの実施形態においては、許容される気孔率が、約５０％から約６０％までの範囲内にある。上述し、かつ、後に実施例３において詳述するように、異なる気孔率を、異なる推進剤と共に使用するように選定することが可能であり、その理由は、個々の推進剤は、異なる熱伝導率と、異なる上限温度であってそれを超えると推進剤が劣化する可能性のあるものとを有しているということである。
【００３８】
ジャケットの形状も、機能に関する制約を伴う特性である。スロート領域は、放散させるべき熱が最も多量にある領域である。しかしながら、多孔質材料の内周部および外周部（inner/outer circumference）のうち、スロートに位置する部分の周長が、エンジンの中心軸に沿った方向における他の位置に位置する部分の周長より短いため、当該多孔質材料の中心軸に沿ってジャケット・ギャップが一定に保たれる限り、当該多孔質材料のうち、スロートの位置における環状断面積（流れの方向に対して垂直である）が、前記中心軸に沿った他のいかなる位置における環状断面積より小さい。ジャケット・ギャップの設計により、エンジン・スロート近傍のマイクロ流体通路内を通過するように移動するジャケット・ガス（jacket gases）が、過度のジャケット圧力低下を回避するために、局所での音速を大きく下回り続けることを確保し得る。しかしながら、ジャケット・ギャップが過度に大きいと、ジャケットは、エンジン・スロートを十分に冷却することができず、エンジンの故障を引き起こす。多くのエンジン構成態様において、このエンジン・スロート領域は、通常、燃焼室からの熱伝達に関して最も高い熱伝達率を有し、そして、前述のように特定されたクリティカルな設計パラメータ（critical design parameters、限界設計パラメータ）に対して敏感に応答する。それらの関係は、実施例３において定量化される。
【００３９】
多孔質媒体を用いる推進器を製造するための数多くの方法が存在するが、それら方法のうちのいくつかが他より適している。本明細書において概説されるのは、同様の成果を達成することが可能である２つの例示的な方法である。費用、再現性、総合的に見た複雑性、材料の利用可能性、設備の利用可能性、推進器の設計、冷却用流体の選択および推進器の幾何学的特徴が、上記２つの例示的な方法に対して選択を行う際の判別基準となる可能性がある。しかしながら、それら２つの方法はいずれも、同等の機能を発揮する推進器を製造することができる。それら方法のうちの第１の方法は、積層して接合（接着、bond）する積層・接合リソグラフィ法であり、これに対し、第２の方法は、機械加工を行って組立てを行う機械加工・組立法である。いずれの方法も、製造を開始するために、燃焼室および多孔質媒体のプレデフィニション(predefinition、事前に定義された物)の形状（仮形状）を利用する。
【００４０】
実施例１−リソグラフィ法
【００４１】
製造についてのフォトリソグラフィ法が、図５において概説されている。積層・接合製造リソグラフィ法によると、複数枚の有限（finite）レイヤが製造され、それらレイヤは、積層されて接合されると（エンジン軸線に沿って）、燃焼室、多孔質媒体チャネルおよび圧力殻（pressure shell）を構成する（エンジンの内側部から外側部に向かう方向に順に）。推進器の推進力軸線に沿って、燃焼室形状が変化し、それにより、スロート領域を通過する流れを絞り、膨張ノズルを通過する流れを膨張させて推進力を発生させる。
【００４２】
多孔質媒体の内側寸法（内寸）は、燃焼室の形状に倣って変化し、一方、多孔質媒体の外径は、ジャケット内を通過する際の圧力低下を最小限に抑えつつ、冷却を制御することを目的として、ジャケット・ギャップと、マイクロ流体幾何学的特徴（micro-fluidic geometry）とを調整するために変化する。３次元多孔質媒体ジャケットが、積層された複数枚のレイヤで作り上げられ、そして、それらレイヤは、通常、融着され（加熱および加圧をして）、それにより、複数の個別レイヤが互いに接合されてモノリシック構造体（モノリシック・ブロック）が形成される。その後、エンジンのコア部が、エンジン外形特徴部と共に、前記モノリシック・ブロックから機械加工によって作り出され、それにより、燃焼室をジャケットから分離する密封された（sealed）壁体が、ジャケットのうち、密封された外壁体（outer jacket wall）と共に提供される。少なくとも一つの実施形態においては、この３次元幾何学的特徴に適応するために、各レイヤが、推進器の軸線に対して垂直に位置決めされる。複数枚の有限レイヤは、すべての特徴部であって、それらレイヤが互いに積み重ねられると、最終結果物である推進器において目標の推進器幾何学的特徴を実現するものを有している。したがって、それらレイヤは、推進器の流入ポート（entry port）から多孔質媒体の流入部に向かう流体の流れを可能にする複数の特徴部を、推進器内の特定のレイヤ位置に多孔質媒体を形成するのに必要な複数の特徴部と共に有する。
【００４３】
多孔質媒体を画定する特徴部が、通常、再生冷却のための冷却剤の流路の外径と内径との間にある環状部内に収容される。典型的には、多孔質媒体のデザイン（design、設計形状、設計構造）がシートごとに展開され、その際、そのシートの各エレメントが、積層構造体のうちの１枚のレイヤを表している。各レイヤは、多孔質媒体材料より成るリング（ring）を有し、そのリングは、エッチング処理が施されているか、または他の処理を当該レイヤに施した結果物である。さらに、多孔質媒体のリング直径は、当該レイヤおよびこのレイヤの、積層体内での位置に特有のものとなっている。例えば、積層構造体のスロート領域を構成するレイヤについてのリング直径は、噴射ヘッド（例えば、図４においてジャケット４００の上端部近傍であって、参照符号４０９で示す位置）を構成するレイヤについてのリング直径より小さい。リング直径の変化により、図４に示すように、ジャケット内の多孔質媒体の形状が得られる。複数の個別レイヤは、さらに、別のエンジン特徴部を組み込むことが可能であり、その別のエンジン特徴部は、ジャケットのマイクロ流体媒体（micro-fluidic media）にアクセスする流入部アクセスポート（inlet access ports）や、ジャケットの流出通路（outlet passages）のようなものである。
【００４４】
きっちり詰めて並んだ（closely spaced）複数の六角形が、多孔質媒体の１枚の有限レイヤについての一つの良好な近似形状であるが、きっちり詰めて並んだ複数の正方形、長方形、円弧断面（arc section）、または他の断面形状も採用することが可能である。選択された形状の位置は、一般に、異なるレイヤ間において互いにオフセットする（食い違う）ようにされ、それにより、多孔質媒体の捩れ（tortuosity）が増大し、そして、この方法により、多孔質媒体から冷却用流体への熱伝達と、多孔質媒体内にある冷却用流体の圧力低下との間において折り合い（tradeoff）をつけることが可能となる。それら繰返し形状を、多孔質媒体の外径と内径との間における閉込め領域内に描き、さらに、他の流路を画定する特徴部を付加することにより、推進器の有限レイヤのためのデザインを作成することができる。それらパターンのリソグラフィ・デザイン（lithographic design）５０２が、各金属レイヤから材料が除去されるべき場所を示している。それら機能エンハンスメント（促進部品、enhancements）は、ジャケット全体に適用するか、または、ジャケット内流体速度が一般的に遅い領域のうち、追加的な流体混合が要望される場所にのみ局所的に適用することが可能である。
【００４５】
別のマイクロ流体デザイン（micro-fluidic design）は、マイクロチューブ束が多孔質媒体ジャケットのために形成されるデザインである。そのマイクロチューブ束は、エンジン軸線に対して概ね平行である軸線の回りに徐々に捩れた形態（slow-twist）を有することが可能であり、それにより、冷却用流体がジャケット内を通過するように移動するにつれて、冷却用流体が、ジャケットのうち、高温の内壁体および低温の外壁体（hot inside and cooler outside jacket walls）の双方に曝される（例えば、図１８のマイクロチューブ束を参照）。このデザインは、ジャケットの内壁体と外壁体との間における強制対流によって熱移送を増大させることにより、多孔質媒体基体の熱伝導率を効果的に向上させる。言い換えれば、前記マイクロチューブ束は、ジャケットの内壁体と外壁体との間における冷却剤の流れを制御し、それにより、冷却剤を高温の内壁体からそれより低温の外壁体まで強制的に移動させる。捩れリボン（twist ribbon）構造体（例えば、図１７のリボン構造体を参照）のような他の構造体も使用可能であり、その捩れリボン構造体は、冷却剤を、旋回運動をさせながら多孔質媒体内を通過するように経路を規定し、その結果、ジャケットの内壁体と外壁体との間における冷却剤の流れを制御する。
【００４６】
多孔質媒体に近似する物を作成するのに必要な切削処理は複雑であるため、この設計段階のためにコンピュータ・プログラムを利用することが有利である。このプロセスが推進器の推進力軸線全体にわたり繰り返されると、多孔質の３次元冷却剤チャネル（three dimensional porous coolant channel）のデザインが、結果的に形成されるジャケット内に形成される。
【００４７】
複数の六角形が互いに重なり合う程度により、多孔質媒体基体を通過するすべての流体の経路の捩れ度が決まる。個々の六角形のサイズ（寸法）およびレイヤ間の重なり合い度が設計者によって決定され、よって、目標気孔率または目標捩れ度を有する材料を形成することが可能となる。重なり合う複数のグリッドを拡大したものが図１２に示されている。一実施形態においては、ＮＯＦＢ（Nitrous Oxide Fuel Blend）単元推進剤と共に使用するための機能的な気孔サイズ（寸法）が、１インチ（inch）の約１０／１０００から約１５／１０００までの間の範囲内であることが分かっている。特定のシステムのための目標気孔サイズをどのように選択するのかは、実施例３において示すように、個々の推進剤および多孔質媒体基体材料の物理的特性および熱的特性に依存する。
【００４８】
最初の処理として、リソグラフィ・デザイン５０２が、複数の金属部品（例えば、ホイル・レイヤ（foil layers））に適用される。この適用プロセスは、数多くの方法によって達成することが可能である。例えば、金属ホイル（金属箔、metal foil）にマスキングおよび化学的エッチングを行うことにより、再現可能であって信頼性のあるレイヤ製造方法が提供される。このプロセスは、リソグラフィ・マスク（lithographic mask）を形成するために、リソグラフィ・デザイン５０２を透明材料に転写することによって開始することができる。次に、紫外線に反応する紫外線感応材料が前記１枚の金属ホイル材料に塗布され、その金属ホイル材料は、推進器における複数の個別レイヤを構成する。前記リソグラフィ・マスクがその紫外線感応材料上に配置されると、それらリソグラフィ・マスクおよび紫外線感応材料の組合せ（combination）に紫外線を照射することにより、紫外線感応材料がいくつかの特定の領域において硬化して、それら特定の領域がエッチング処理から保護される。すなわち、紫外線感応材料のうち、紫外線を受けない領域（すなわち、前記マスクに覆われた領域）のいずれも、化学的に除去可能であり、それにより、金属ホイルのうち、紫外線感応材料による保護被膜（coating）であって硬化したものによって被覆された領域のみが残る。
【００４９】
エッチング処理５０４（図５において、「Ｅｔｃｈ」で表す）により、硬化した紫外線感応材料によって被覆されていない金属材料が除去される。一実施形態においては、エッチングが、複数枚の金属ホイル（金属箔）を化学槽（chemical bath）内に配置することによって達成される。分離処理５０６（図５において、「Ｓｅｐａｒａｔｅ」で表す）により、エッチングされた複数枚の金属ホイルを互いに分離し、複数枚の個別ホイル・レイヤ（レイヤ５０８のようなもの）を生成する。積層処理５１０（図５において、「Ｓｔａｃｋ」で表す）により、複数枚の個別ホイル・レイヤが、多孔質媒体の形状であって図３および図４に示すものと同様の形状を形成するための順序で積層される。レイヤ積層体の一例が、積層体５１２として図示されている。位置合わせ処理（aligning operation）５１４（図５において、「Ａｌｉｇｎ」で表す）により、積層された複数枚のレイヤが、位置合わせ済積層体５１６で示すように、精密な流路を確保するように位置合わせされる。位置合わせは、基準面、位置合わせピン、または、適合した他の治具を用いることによって達成することが可能である。
【００５０】
接合処理５１８（図５において、「Ｂｏｎｄ」で表す）により、複数の個別レイヤが互いに接合され、それにより、それら多数枚の個別レイヤから単一ブロック５２０が形成される。接合には、補助接合剤（auxiliary joining agent）を用いることもできるが、拡散接合を採用することが有利であり得る。採用される可能性のある一つのタイプの接合方法は、「ラミネート・ホイル接合（Laminated Foil Bonding）」と称されるが、他のタイプの接合方法を採用してもよい。採用される可能性のある別のタイプの接合方法は、「ラミネート・ホイル・歪み制限型固体拡散接合（Laminated Foil Strain-Limited Solid-State Diffusion Bonding）」と称される。拡散接合は、互いに非常に近接した状態で保持された複数の励起原子がレイヤ間の境界を飛び越えることを行うプロセスである。それら原子のうちの十分な数の原子がこの移行を行うと、接合部が形成される。すべてのレイヤを互いに接合することにより、それら多数枚の個別レイヤから単一ブロック５２０が形成される。前記互いに非常に近接した状態は、それらレイヤを負荷状態で押して合体させることによって生成され、原子レベルの励起が熱によって発生する。注記するに、この方法は、複数枚のレイヤを溶融して合体させるものではない。それらレイヤは、単に、それぞれの内部に互いに拡散し、その結果、それらレイヤから単一ブロック５２０が生成される。
【００５１】
複数枚のレイヤを互いに接合することは、サブユニットごとに実行してもよい（ここで、複数枚のレイヤが一つのサブユニットを構成する）。個別のサブユニットが接合され（例えば、ラミネート・歪み制限型固体拡散接合法を用いて）、その後、複数のサブユニットが互いに接合されて合体されて、ジャケット構造体の全体が形成される。いくつかの実施形態においては、複数枚のレイヤが、全レイヤの約５分の１から約１０分の１までの範囲内の枚数であるサブユニットごとに互いに接合され、その後、その接合により形成された５個から１０個までの範囲内のサブユニットが互いに接合されて合体される。複数のサブユニットを形成し、その後、それらサブユニットを接合するこの方法は、完全なジャケット構造体の全体について複数枚の個別レイヤを互いに接合することによって歪みが発生してしまう可能性を低減することができる。
【００５２】
一実施例として、以下に述べる実験において試験された推進器は、約２インチの長さを有する。このサイズ（寸法）を有する推進器は、それぞれ個別のリソグラフィ・シート（lithographic sheets）である３，０００枚から５，０００枚までの範囲内の枚数のレイヤから形成することが可能である。エンジンのサイズが増加するにつれて、複数枚の個別レイヤの厚さを、概して同一に維持してもよく、または、エンジンのサイズに対して線形的に増加させるか、もしくは線形的増加より小さい値となるように増加させてもよい。
【００５３】
さらに、接合は、「歪み接合（strain bonding）」として知られている方法によって実行することが可能である。この方法においては、複数枚のレイヤが、位置合わせをされて、２枚の不撓性のセラミック・パネル（ceramic panels）の間に設置される。このサンドイッチ構造体に熱が加えられると、リソグラフィ・レイヤの金属が加熱され、それにより、隣接したレイヤ同士が接合部を形成する。
【００５４】
接合処理５１８に続いて、機械加工処理５２２（図５において、「Ｍａｃｈｉｎｅ」で表す）を行うことにより、単一ブロック５２０が、自身の最終的な仕上がり寸法になるまで機械加工され、それにより、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケット５２４が形成される。一事例においては、前記接合処理工程が位置合わせと均一な圧力とを必要とするため、最終的な仕上がり寸法を有する推進器をプリエッチング（pre etched）で製造することは、実用的ではないが、他のいくつかの事例においては、プリエッチングが許容され得る。単一ブロック５２０は、この構造体にとって内部となる、所望形状を有する多孔質媒体を有しており、最終的な仕上がり寸法になるまで機械加工される。数多くの方法が、その機械加工を行うために利用することが可能であるが、従来の金属製造方法（すなわち、ミリング、旋盤加工（lathing）、研削およびドリル加工（drilling））が一般的に採用することが可能である。最終製品であるジャケット５２４は、その後、推進器を作動させ、計測するために必要な補助ハードウエア（すなわち、流入ポート、計測ポート、噴射ヘッド、圧力キャップ（pressure cap）、点火機構、および機械的インタフェースまたは計測のための補助ハードウエア）のいずれをも収容することができる。
【００５５】
要約すると、図５は、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットを、積層されて接合された構造体から製造するためのプロセスを示している。そのプロセスは、パターン付きのデザインを、金属部品である複数の個別レイヤに適用することによって開始される。その適用プロセスは、化学エッチング、レーザ切断、機械加工（ＣＮＣ（Computer Numerically Controlled）式もしくは手動式）、打ち抜き加工、剪断加工（sheering）、放電加工（ＥＤＭ）、ウォータ・ジェット切削、プラズマ切断、またはそれらのうちの任意の組合せを非排他的に含むが、化学エッチングが、薄いホイルを多量に、かつ、非常に高い再現性の下で製造するのに特によく適していることが分かっている。複数の個別レイヤは、位置合わせされた状態で積層され、その後、互いに接合されて、不浸透性を有する内壁体と不浸透性を有する外壁体との間のチャネル内において３次元流路を有するブロックを形成する。そのブロックの内側部プロファイル（表面形状、profile）および外側部プロファイルが機械加工によって形成され、それにより、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットが最終的な仕上がり寸法を有する状態で得られる。その機械加工処理として、従来の機械加工（ＣＮＣ式もしくは手動式）、ＥＤＭ、研削、またはそれらのうちの任意の組合せを採用することができる。完成されたジャケットは、流入ポート、計測ポート、噴射ヘッド、圧力キャップ、点火機構、および機械的インタフェースまたは計測のための補助ハードウエアを収容することができる。
【００５６】
実施例２−機械加工された金属発泡体
【００５７】
多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットを製造する別の方法であって、機械加工および組立てを含むものが、図６を参照して記載されている。この製造方法は、より一般的な従来の機械設計および製造方法を利用している。組立て前のジャケットが、当初、個々の構成部品という形態をとっており、それら構成部品は、内壁体６００（燃焼室を画定する）、２つの多孔質媒体半割部６０２および６０４、ならびに２つの外壁体半割部６０６および６０８である。内壁体６００の候補材料は、銅、アルミニウム、ニッケル、ニッケル合金、ステンレス鋼、ニオブ、レニウム、タンタル、モリブデン、炭素、炭素間結合含有複合材料（carbon-carbon composite）、またはそれらの合金もしくは化合物を非排他的に有する。より高い熱伝導率を有する材料を用いることが特定の用途において有利であるが、燃焼室用の材料は、予定された燃焼プロセスを実現するために選択される。すべての材料が従来の機械加工を用いて製造可能というわけではなく、そのため、適したプロセスが採用される。多孔質媒体半割部６０２および６０４の候補となる構造体には、オープンセル型金属発泡体、焼結多孔質媒体、焼結接合もしくは拡散接合された網状体（screens）、またはそれらの組合せが含まれ得る。多孔質媒体半割部６０２および６０４用の材料は、銅、アルミニウム、ニッケル、ニッケル合金、ステンレス鋼、ニオブ、レニウム、タンタル、モリブデン、またはそれらの合金を非排他的に含み得る。
【００５８】
多孔質媒体半割部６０２および６０４を内壁体６００の材料に合わせて形成する（内壁体６００に接合する）処理は、機械加工（手動式もしくはＣＮＣ式）、ＥＤＭ、マンドレル・プレス（mandrel pressing、心金・加圧成形）、またはそれらの組合せによって達成することが可能である。燃焼室を効率よく冷却するために、多孔質媒体６０２，６０４と内壁体６００との間の有効な熱接触が確保される。良好な熱接触を達成するための一つの方法として、溶接（真鍮、braze）または他の高温毛細材料（high temperature wicking material）を使用する方法がある。この方法により、燃焼室から多孔質媒体への熱の伝導経路が実現される。しかしながら、溶接（braze）を用いる方法が採用される場合、材料が多孔質媒体６０２，６０４の気孔内に吸い込まれないように配慮すべきである。多孔質媒体６０２，６０４の気孔が塞がれてしまうと、多孔質媒体６０２，６０４における熱伝達の特性が変化する可能性があり、推進器が、予測できない挙動を示す可能性がある。さらに、多孔質媒体６０２，６０４を内壁体６００に結合するこの方法によれば、極めて高い作動温度に耐えられる結合部(joint)であって、冷却用流体と反応せず、熱伝達を促進し、さらに、熱サイクル劣化に対する耐性を有するものが生成される。
【００５９】
それら構成部品は、設計図面上に描かれ（通常、ソリッド・モデリング・プログラムを用いて）、個別に製造される。それら構成部品の材料が選択されると、それら構成部品の製造方法が決まる。従来の材料については、標準的な機械加工技術（すなわち、ミリング、旋盤加工、研削、およびドリル加工）を採用し得る。しかしながら、新種の材料が使用される場合には、それの製造方法がその材料に適合させられる。一実施形態においては、燃焼室を包囲する内壁体６００が単一の部品であるが、その構成部品について複数の部品を使用することが可能である。多孔質媒体半割部６０２および６０４は、内壁体６００を包囲するように組み付けられる一方、圧力殻となる外壁体半割部６０６および６０８は、それら多孔質媒体半割部６０２および６０４ならびに内壁体６００を包囲するように組み付けられる。収束して発散するというロケット推進器の本質に適応するために、部品を半分に分割してそれら半割部を単一の内壁体６００上において組み立てることが有利であることが分かっているが、他の組立て構成態様を採用してもよい。
【００６０】
多孔質媒体材料は、製造方法にも影響を与える。多孔質媒体材料が機械加工具からの圧力に耐えるのに十分な強度を示す場合、標準的な機械加工技術を利用することが可能である。しかしながら、機械加工プロセスが気孔を変形させ、接合部を破壊し、またはそれら以外で多孔質媒体材料を変形させる場合、別の機械加工プロセスが検討され得る。多孔質材料の候補には、オープンセル型金属発泡体（例えば、ERG Doucel（登録商標））、焼結金属媒体、拡散接合網状体（diffusion bonded screens）（例えば、MKI Dynapore（登録商標））、またはそれらの組合せが含まれる。内壁体および外壁体は、それら材料とそれら製造方法とを選択する際、通常、多孔質媒体と十分に結合する（うまく組み付く）ように設計すべきである。ほとんどの場合、多孔質媒体により、流体圧力を受けるジャケットの内壁体および外壁体に、構造上の信頼性が提供される。
【００６１】
燃焼室から多孔質媒体チャネル内にある冷却用流体への良好な熱伝達を達成するために、燃焼室と多孔質媒体との間に良好な熱接触部を有することが通常望ましい。２つの部品が圧力下で結合されることも、２つの部品が極めて滑らかな接触表面を有することもなければ、大きな熱的接触抵抗が存在する可能性がある。接触抵抗は、ある部品から別の部品への熱の流れを妨害し得る。しかしながら、この接触抵抗は、前記ギャップを別の熱伝導材料で充填することによって低減させることが可能である。さらに、多孔質媒体チャネルが荷重を負担するとともに内壁体および外壁体を構造的に支持することを助けるために、多孔質媒体を内壁体および外壁体に接合することができる。多孔質媒体と内壁体および外壁体との間の接合を達成する一つの効果的な方法は、多孔質媒体を燃焼室に溶接(braze)することである。溶接部は、それを通して熱および機械的な力が移動し得る媒体として作用する。燃焼室と多孔質媒体との間における溶接部は、多孔質媒体を燃焼室に熱的および機械的に連結する一つの有効な方法である。
【００６２】
外壁体半割部６０６および６０８は、冷却剤が多孔質媒体６０２，６０４を貫流するように閉じ込める圧力殻を形成し、それにより、推進器の周囲にシール（密封部、seal）を生成する。それら部品の組立てが、冷却用流体が外壁体６０６，６０８を通して漏れることなく、予定された圧力および温度に対処することが可能であるように行われる。材料の選択および接合方法は、推進器の熱的設計に依存する（例えば、溶接は、特に十分に適合した接合技術として認められている）。
【００６３】
外壁体６０６，６０８は、図６に、２つの半割部品として示されている。しかしながら、外壁体６０６，６０８は、それの幾何学的形状によっては、単一の殻体として多孔質媒上をスライドすることが可能である。どのような幾何学的形状が選択されたとしても、その圧力殻は、再生冷却剤媒体の外面上に流体密封シールを形成する。この接合部を溶接することは、溶接されたシールが高温で劣化しないという事実からして有利である。溶接は、外壁体半割部６０６および６０８の双方を多孔質媒体半割部６０２および６０４に接合するとともに、それら２つの外壁体半割部６０６および６０８を、互いに１８０度隔たった２つの接合部に沿って互いに接合し、それにより、ジャケット６１０を形成する。ジャケット６１０は、その後、推進器の作動／計測を行うのに必要な補助ハードウエア（すなわち、流入ポート、計測ポート、噴射ヘッド、圧力キャップ、点火機構、および機械的インタフェースまたは計測のための補助ハードウエア）であればいずれも収容することができる。
【００６４】
再生冷却型ロケット・エンジンが、ステンレス鋼、ニッケル、銅およびアルミニウムという材料を用いて試験された。材料の選択は、その材料が有する性質である温度特性と、使用予定の特定の推進剤に対する非反応性とに基づいて行われる。いくつかの場合、前記金属の熱伝導特性を維持しつつ、その金属の表面を改質して触媒作用が起きないようにすることが可能である。
【００６５】
図７は、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケット７００内の、多孔質媒体を用いる再生冷却剤流路（porous media regenerative coolant path）（例えば、チャネル）への半径方向注入を示している。この実施形態においては、冷却用流体（ロケット燃焼反応剤の全部または一部）が流入管７０２を通過して流入する。流入管７０２は、冷却用流体を、環状ボイド（空洞部）７０６内において、ジャケット７００の底部の周囲を周方向に流動させ、その環状ボイド７０６は、ジャケット７００の圧力殻によって外面を規定される一方、多孔質媒体７０４によって内面を規定されている。冷却用流体は、さらに、多孔質媒体７０４を通過して半径方向内向きに進行して前記再生冷却剤流路内に入り、噴射ヘッド（図示しないが、図７に示す斜視図においてジャケット７００の上端部に位置している）に向かってジャケット７００の内側部を上昇する。環状ボイド７０６は、前記圧力殻の境界を外向きに拡張するか、または前記多孔質媒体から材料を除去する（図７に示す）ことによって形成することができる。半径方向注入は、多孔質媒体が、一様(等方性、uniform)であって、半径方向におけるボイドと同様に、軸方向におけるボイドを有する場合に、適している。しかしながら、ボイドの分布が異方性を有する場合、半径方向注入は、設計を困難にする可能性があるか、または全く実現し得ない可能性がある。
【００６６】
図８は、多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケット８００内の、多孔質媒体を用いる再生冷却剤流路（例えば、チャネル）への軸方向注入を示している。この実施形態においては、冷却用流体（ロケット燃焼反応剤の全部または一部）が、流入管８０２を通過して流入する。流入管８０２は、冷却用流体を、環状ボイド８０６内において、ジャケット８００の底部の周囲を周方向に流動させ、その環状ボイド８０６は、前記燃焼室によって底面を規定され、前記燃焼室（内壁体）によって内面を規定され、前記外壁体によって外面を規定され、そして、多孔質媒体８０４によって上面を規定されている。積層レイヤ構造体の場合、前記環状ボイドは、すべての面を、上述した部品を構成する、前記複数枚のレイヤの積層体によって規定されている。冷却用流体は、また、前記再生冷却剤流路を通過して軸方向上向きに進行し、噴射ヘッド（図示しないが、図８に示す斜視図においてジャケット８００の上端部に位置している）に向かってジャケット８００の内側部を上昇する。この注入方法は、多孔質ボイドの分布が軸方向に集中している事例において有利である。そのような事例としては、レイヤ積層体の製造方法であって、積層方向において互いに連通した複数のボイドを形成する方が、半径方向において互いに連通した複数のボイドを形成するより非常に容易であるものを行う事例がある。
【００６７】
図９は、多孔質媒体エレメントによる圧力低下データを表すグラフ９００を示している。多孔質媒体内の流れは、推進剤が十分の流量で燃焼プロセスのために流動するようにしつつ、ロケット推進器を十分に冷却するように規定されている。多孔質媒体の特徴付けを簡単にするため、この多孔質媒体エレメントの厚さ方向に沿った断面の面積を一定にすることが、一般に、有利である。すなわち、一定の寸法を有する均質な多孔性媒体が望ましい。上述の多孔質媒体エレメントは、質量流量（マスフロー, mass flow）、上流側圧力および下流側圧力が測定可能となるように、定位置に固定されて必要な器具を装着されるべきである。燃焼プロセスのための圧縮性流体（例えば、気体または二相流体）が使用される場合、圧力低下についての正確な説明を、当該流体の質量流量を、２つの圧力値のそれぞれの二乗の差に対してプロットすることによって行うことができる。グラフ９００を作成するために、データが、３つのパラメータ（例えば、流量質量、流入部圧力、または流出部圧力）について収集される。それら収集されたデータを２次曲線９０２によって曲線近似（フィッティング）することができ、さらに、２次回帰における線形回帰係数および２次回帰係数が生成される。試験用エレメントの寸法および試験用流体の性質についての知見により、流量係数（flow coefficients）を引き出すことができる。式９０４は、２次回帰係数を、ダルシー流（Darcy flow）に関連する透過係数および流量係数に関連付けている。式９０４における複数のパラメータは、実施例３と一致しており、それらパラメータは、Ｐ１−流入部圧力、Ｐ２−流出部圧力、Ｒ−気体定数、Ｔ１−試験温度、Ｌ−多孔質媒体経路長（多孔質媒体エレメントの厚さ）、Ｃ−形状係数（Form Coefficient）、
【数１】
0005711665.tif 000002
−質量流束（Mass Flux）（質量流量／流路断面積（flow area））、μ−動粘性係数、Ｋ−透過係数である。前記形状係数および透過係数は、後の分析であって実施例３において概説されるものにおいて用いられる。
【００６８】
実施例３−再生冷却型ジャケットのデザインについてのモデル
【００６９】
本明細書において開示されているのは、システムレベル分析流体モデル（system level analytical fluids model）であり、このモデルは、多孔質媒体を再生冷却型ロケット燃焼室ジャケットに組み込んでおり、このモデルの目的は、ロケット推進器を気相推進剤で作動させるという種類の用途における多孔質媒体のキャパシティを説明することにある。この実施例においては、典型的なワースト・ケース（冷却能力およびジャケット圧力低下に関して）である気相ＮＯＦＢ単元推進剤ロケット・エンジンを設計する際の特定の問題が議論されるが、それらの知見に基づき、異なる種類のエンジンを議論してもよい。ＮＯＦＢ単元推進剤に関するより詳細な説明が、本明細書に既に合体されている米国特許出願第１２／２６８，２６６号にある。
【００７０】
再生冷却型燃焼室への熱移送は、一般に、冷却用流体の熱伝導性によって制限される。このことは、今度は、燃焼室壁体を冷却する冷却用流体の冷却能力を制限することになる。ワースト・ケースのシナリオでは、前記気相が、液体と比較して非常に低い熱伝導率を有するため、ホットスポットが簡単に、相が液体から気体に転移する（すなわち、沸騰が生じる）場所に形成されてしまう。このプロセスは、自給的であり、その理由は、より多くの沸騰が自然に、複数の小さなホットスポットであって複数の小さな種領域（seed region）から出発したものの近傍位置において発生するとともに、それらホットスポット領域のサイズが自然に増加するというものである。多くの場合、そのようにして成長するホットスポット領域が原因で、熱損傷および前記材料の構造的な信頼性（structural integrity）の喪失に至る可能性がある。
【００７１】
変数およびパラメータの定義
【００７２】
〈Ｔ〉＝体積平均多孔質媒体温度（volume-averaged porous media temperature）
【００７３】
Ｔｊｏ＝ジャケット外壁体温度
【００７４】
Ｔｊ＝多孔質基体（媒体）ジャケット・ノード温度（porous matrix jacket node temperature）
【００７５】
Ｔｊｉ＝ジャケット内壁体温度
【００７６】
Ｔｃｗ＝燃焼室壁温度（chamber wall temperature）
【００７７】
Ｔｃｅ＝燃焼室自由流ガス温度
【００７８】
Ｔａｗ＝燃焼室断熱壁温度（chamber adiabatic wall temperature）
【００７９】
ｑ''ｃｗ＝燃焼室内への熱流束
【００８０】
ｑ''ｊｉ＝ジャケット内壁体内への熱流束
【００８１】
ｐ＝ジャケット推進剤（流体）圧
【００８２】
Ｐ'j＝ジャケット圧力勾配（等圧線に沿った方向において）
【００８３】
ρｆ＝ジャケット推進剤（流体）密度
【００８４】
【数２】
0005711665.tif 000003
＝ジャケット推進剤（流体）質量流量
【００８５】
【数３】
0005711665.tif 000004
＝ジャケット推進剤質量流束（mass flux）（ダルシー流）
【００８６】
ｕｊ＝冷却剤ジャケット多孔質媒体流体速度（coolant jacket porous media fluid velocity）（ダルシー流）
【００８７】
ｕｃｅ＝燃焼室側面自由流速度（chamber-side freestream velocity）
【００８８】
μｆ＝流体粘度
【００８９】
μｅ＝有効多孔質基体流体粘度（effective porous matrix fluid viscosity）
【００９０】
μｃｂｌ＝燃焼境界層平均ガス粘度（combustion boundary layer average gas viscosity）
【００９１】
ｃｐ,ｆ＝流体比熱
【００９２】
ｃｐ,ｊ＝ジャケット間ノード流体比熱（inter-jacket node fluid specific heat）
【００９３】
ｃｐ,ｃｂｌ＝平均燃焼境界層比熱（average combustion boundary layer specific heat）
【００９４】
ｋｊ＝ジャケット流体の熱伝導率（thermal conductivity for jacket fluid）
【００９５】
ｋｌｉｎｅｒ＝燃焼室ライナの熱伝導率（thermal conductivity for chamber liner）
【００９６】
ｋｓ＝多孔質基体構造体の熱伝導率（thermal conductivity for porous matrix structure）
【００９７】
ｋｅ＝流体で充填された多孔質基体の有効熱伝導率（effective thermal conductivity for fluid-filled porous matrix）
【００９８】
Ｒｌｉｎｅｒ＝燃焼室ライナの熱流束有効熱抵抗（heat flux effective thermal resistances for the chamber liner）
【００９９】
Ｒｃｂｌ＝燃焼ガス境界層の熱流束有効熱抵抗（heat flux effective thermal resistances for the combustion gas boundary layer）
【０１００】
ε＝ジャケット気孔率
【０１０１】
Ｋ＝ジャケット透過係数（jacket permeability）
【０１０２】
Ｃ＝形状係数
【０１０３】
Ｄ＝流体捩れについての実験的熱流増大パラメータ（experimental heat flow augmentation parameter for fluid tortuosity）
【０１０４】
Ｇ＝中実基体の捩れについての実験的熱流増大パラメータ（experimental heat flow augmentation parameter for solid matrix tortuosity）
【０１０５】
ｔｊ＝局所ジャケット流体ギャップ（local jacket fluid gap）
【０１０６】
ｔｌｉｎｅｒ＝局所燃焼室壁体板厚（local chamber wall thickness）
【０１０７】
ｒｊ＝ジャケット中心までの半径（radius to center of jacket）
【０１０８】
ｒｊｉ＝ジャケット内壁体の端までの半径（radius to edge of jacket inner wall）
【０１０９】
ｒｃ＝燃焼室内壁までの半径（radius to chamber inner wall）
【０１１０】
以下、理論的モデルの展開、多孔質媒体流体特性の評価方法、およびワースト・ケースとしての気相ＮＯＦＢ単元推進剤ロケット・エンジンの例示的分析を説明する。
【０１１１】
多孔質媒体ジャケットについての流体モデル
【０１１２】
ロケット燃焼室用に構成された多孔質媒体ジャケットの流体幾何学的特徴（幾何学的形状）の一例が、図１０に示されている。ジャケットの幾何学的定義(geometric definition)１０００が、以上に列挙した複数のパラメータのうちのいくつかを定義する。幾何学的定義１００２が、前記ジャケットの表面のうち、そのジャケットについての可変形状(variable contour)というラベルが付された部分に関連する複数のパラメータを定義する。さらに、幾何学的定義１００４が、前記ジャケットのうちのライナ１００６（すなわち、内壁体）および多孔質媒体１００８に関連する複数のパラメータを定義する。
【０１１３】
多孔質連続体の流れ（porous-continuum flow）が、ある流体場（fluid regime）として定義され、その流体場においては、平均気孔寸法および固体障害物(solid obstacle)寸法が、コントロール・ボリューム（検査体積、control volume)の寸法より非常に小さく、そのコントロール・ボリュームを通して移送プロセスが行われる。その流体場における流体流れについての構成方程式が、体積平均（volume averaged）連続体特性に適用される。エネルギー方程式、運動量方程式および物質収支方程式であって、剛体であり、等方性を有し、かつ、均質な多孔質媒体を通過する非圧縮性流体流れ（例えば、気体の場合、マッハ数＜０．３）についてのものはそれぞれ、次の式（１）、式（２）および式（３）である。
【数４】
0005711665.tif 000005
ここで、〈  〉は、分子の平均自由行程より大きい寸法を有する体積であって、構造的な多孔質媒体基体の平均バルク特性を表すのに十分に大きい体積について平均された特性（特定体積についての平均値）を示し、
【数５】
0005711665.tif 000006
は、多孔質体積エレメント全体について平均されたダルシー流速（Darcy velocity）（気孔内の流体速度ではない）であり、添え字ｆ，ｓおよびｅはそれぞれ、流体（fluid）であるという特性、固体（solid）であるという特性および有効であるという特性を示しており、ＫおよびＣはそれぞれ、前記多孔質媒体の透過係数および形状係数を表している。注記するに、式（３）においては、気孔空間内の流体がジャケットを通過して軸方向に移動するにつれて、前記気孔空間内の流体の密度が比較的緩やかに変化すると仮定されている。この仮定は、妥当な近似であり、ただし、相対的に緩やかである局所温度勾配および局所圧力勾配が、速度ベクトルに対して平行であり、その速度ベクトルは、適切に設計された（圧力低下が小さい）ジャケットと共に用いた場合に特に、流体密度に、対応する変化を生じさせる原因となるものであることを前提にする。
【０１１４】
前記流体の流れに対して平行である方向、および前記流体の流れを横切る方向である横方向の有効熱伝導性はそれぞれ、次の式（４）および式（５）によって表すことができる。
【数６】
0005711665.tif 000007
ここで、Ｇは、実験パラメータであって、前記固体の基体が熱の流れに及ぼす影響であって基体の捩れに基づくものに基づくものを示し、Ｐｅは、ペクレ数（Peclet number)であり、Ｄは、実験パラメータであって、流体の捩れが、増大する流体熱伝達に及ぼす影響を特徴付けるために用いられるものを示している。乱流は、熱伝導率の横方向成分を増大させるため、式（４）を、前記多孔質基体内への熱伝達を計算するために用いることが堅実である。
【０１１５】
一般に、Ｇは、スカラではなく、むしろテンソルであり、その理由は、Ｇは、有効熱伝導率の非等方的な変化に関連した、多孔質連続体の非等方的な変化を有するということである。
【数７】
0005711665.tif 000008
ここで、σは、固体の熱伝導率の、流体の熱伝導率に対する比率である。しかしながら、気体の場合には、
【数８】
0005711665.tif 000009
は、０（ゼロ）に近づく。このシナリオにおいては、式（４）が、次の式（７）に効果的に簡約化される。
【数９】
0005711665.tif 000010
【０１１６】
定常流の場合には、式（１）および式（２）がそれぞれ、式（８）および式（９）に簡約化される。
【数１０】
0005711665.tif 000011
【０１１７】
図１０に示す軸対称幾何学的特徴に基づくとともに、方位角方向（円周方向）の流れが導入されない状態であると、燃焼室ライナの壁体に対して垂直である流体流れも、方位角方向（円周方向）の流体流れも存在し得ない。さらに、式（９）から、等圧線が、燃焼室壁体に対して平行である流体速度流線に対して垂直であることが分かる。したがって、平均ダルシー流速および圧力勾配はそれぞれ、式（１０）および式（１１）に簡約化される。
【数１１】
0005711665.tif 000012
連続性は、次の式（１２ａ）によって表される別の拘束条件を加える。
【数１２】
0005711665.tif 000013
また、次の式（１２ｂ）および式（１２ｃ）が成り立つことが認められる。
【数１３】
0005711665.tif 000014
【０１１８】
式（１０）を式（１１）に代入すると、次の式（１３）が得られる。
【数１４】
0005711665.tif 000015
【０１１９】
チャネル・ギャップ（channel gap、チャネルの幅）内における流体勾配および熱勾配に対して相対的に緩やかに変化する流体チャネルを仮定し、式（１２ｃ）を式（１３）に代入すると、次の式（１４）が得られる。
【数１５】
0005711665.tif 000016
ここで、式（１４）は、前述のように、その断面において（同じ横断面において）一定である。流体の質量流束につき、
【数１６】
0005711665.tif 000017
＝ρｆｕｊであることと、形状係数Ｃが１０２から１０９までの範囲にほぼ等しいということを認めると、式（１４）は、次の式（１５）となる。
【数１７】
0005711665.tif 000018
【０１２０】
注記するに、一般に、
【数１８】
0005711665.tif 000019
は、チャネルの、薄い断面において変化し、その理由は特に、ジャケットを横切る温度勾配が急であると流体密度および流体粘度が変化するというものである。
【０１２１】
次の式
【数１９】
0005711665.tif 000020
を認めると、式（１５）の右辺中の粘性消散項を、次の式（１６ａ）および式（１６ｂ）として、局所ジャケット座標（local jacket coordinates）について導出することができる。
【数２０】
0005711665.tif 000021
【０１２２】
ジャケット質量流束の観点から、前記粘性消散項を導出すると、次の式（１７）、式（１８）、式（１９）および式（２０）が得られる。
【数２１】
0005711665.tif 000022
【０１２３】
Ｋが典型的な値を有し、かつ、μｅとμｆとが互いにほぼ等しい場合には、次の式（２１）および式（２２）が得られる。
【数２２】
0005711665.tif 000023
【０１２４】
式（２２）から分かることは、μｅ∇２ｕｊという項を無視できるということであり、その理由は、この項を有意とするのに必要なジャケット・ギャップが、気孔空間の寸法より小さく、または、そもそも、多孔質基体内の平均自由行程さえより小さいということである。したがって、式（１５）は、
【数２３】
0005711665.tif 000024
についての２次式である次の式（２３）となり、この式（２３）は、正の根（positive root）について解くことができる。
【数２４】
0005711665.tif 000025
【０１２５】
ｒ＝ｘ・ｃｏｓφｊ＋ｒｊ−ｔｊ・ｃｏｓφｊ／２およびｄｒ＝ｃｏｓφｊ・ｄｘであることを認めると、式（２３）は、次の式（２４）に示すように、全体的連続関係（overall continuity relationship）によってさらに制約される。
【数２５】
0005711665.tif 000026
【０１２６】
式（２３）を式（２４）に代入すると、次の式（２５）が得られる。
【数２６】
0005711665.tif 000027
【０１２７】
前記チャネルについての温度分布を求めるために、式（８）が、次の式（２６）のように展開される。
【数２７】
0005711665.tif 000028
【０１２８】
式（２６）は、先に特定された座標変換を用いて、次の式（２７ａ）に示すように、局所チャネル座標で表すことができる。
【数２８】
0005711665.tif 000029
ここで、次の式（２７ｂ）の定義が用いられている。
【数２９】
0005711665.tif 000030
【０１２９】
最終的には、式（２７ａ）は、２次偏微分方程式ソルバ（solver、解法プログラム）を用いて解くことが可能である。図１１に示すロケット燃焼室問題の場合、式（２７ａ）では、ｘ軸方向における空間勾配が、ｙ軸方向における温度勾配を支配する。したがって、この式の解法（解、solution）とっての非常に妥当な近似式であって、１次元ソルバを、多孔質媒体内を通過するｙ軸方向における増分ステップ（増分法）に用いることを可能にするものが、次の式（２８）である。
【数３０】
0005711665.tif 000031
【０１３０】
注記するに、次の式（２９ａ）および式（２９ｂ）で表される２つの境界条件が、ジャケット外壁体およびジャケット内壁体の位置において適用される。
【数３１】
0005711665.tif 000032
それらは、ワースト・ケースである（高温）断熱ケーシングの場合の境界条件である。
【０１３１】
多孔質媒体ジャケットについての熱伝達モデル
【０１３２】
図１１に、熱伝達モデルの幾何学的特徴が示されており、その幾何学的特徴は、ロケット燃焼室から、再生冷却用推進剤を有する多孔質媒体ジャケットへの熱伝達についてのものであり、図１１は、例示的熱伝達モデル幾何学的特徴１１０２と、例示的サーマル・ノード・ネットワーク（thermal node network）１１００とを示しており、それら例示的熱伝達モデル幾何学的特徴１１０２および例示的サーマル・ノード・ネットワーク１１００の双方は、以上に列挙した複数のパラメータと、それらパラメータの空間的位置とを、適用することが可能であるように定義している。この熱伝達モデルは、ワースト・ケースとして、冷却推進剤の温度が示し得る最高値が取得されるように、ジャケット外面上に完全な断熱境界条件が存在すると仮定している。注記するに、壁体厚が有限であることに起因して、特にスロート近傍において、与えられたジャケット軸方向ノードと、対応する燃焼室流束ノード（chamber flux node）との間における軸方向修正が、図１０に示すように、必要である。この修正は、ライナ壁体を貫流する熱流であって、ライナ壁体の両表面の位置において垂直であるものについてスプライン関数による近似（spline fit）を行うという前提に基づく。そのスプライン近似の妥当性は、ライナの熱抵抗の導出に関する説明においてより詳細に説明される。さらに、ジャケットにおける温度分布は、ジャケット間ノード（inter-jacket nodes）の数であってユーザが指定したものに関係する。
【０１３３】
図１１は、例示的熱伝達モデル幾何学的特徴１１０２および例示的サーマル・ノード・ネットワーク１１００を示しており、それら双方は、以上に列挙した複数のパラメータを定義する。
【０１３４】
前記サーマル・ノード・ネットワークを通過する熱流束は、次の式（３０）から計算することが可能である。
【数３２】
0005711665.tif 000033
ここで、ηｑ''≡ｑ''ｃｗ／ｑ''ｊｉであるとともに、断熱壁温度Ｔａｗが次の式（３１）から推定される。
【数３３】
0005711665.tif 000034
ここで、ηｃｂｌとＰｒ０．３３とが互いにほぼ等しい。ノードの温度は、その後、次の式（３２ａ）および式（３２ｂ）を用いて計算することが可能である。
【数３４】
0005711665.tif 000035
【０１３５】
燃焼室ガス境界層を通過する熱抵抗（添え字ｃｂｌで示される）は、バルツ（Bartz）方程式である次の式（３３）および式（３４）から推定することができる。
【数３５】
0005711665.tif 000036
【０１３６】
燃焼室ガス境界層の特性は、自由流温度Ｔｃｅと燃焼室壁温度Ｔｃｗとの間の平均温度（Ｔｃｂｌで示す）で評価される。燃焼室ライナ壁体の伝導熱抵抗は、特に燃焼室スロート近傍での、ライナ壁体の幾何学的特徴と有限ライナ壁体厚とのそれぞれの変化を考慮して計算される。定常状態の伝導熱伝達の場合は、次の式（３５ａ）および式（３５ｂ）が得られる。
【数３６】
0005711665.tif 000037
【０１３７】
ジャケット表面に対して平行である温度勾配は、ジャケット表面に対して垂直である熱流（温度勾配）と比較して無視できる（∂Ｔ／∂ｙ＜＜∂Ｔ／∂ｘ）と仮定すると（この仮定の検証はポスト・モデル分析（モデル構築後の分析）において行うべきである）、次の式（３６）が得られる。
【数３７】
0005711665.tif 000038
【０１３８】
燃焼室ライナ壁体を通過する有効熱抵抗を導出するために、燃焼室ライナ壁体を通過する温度勾配と、この流路（冷却推進剤の流路）の断面積の、その流路に沿った方向における変化とを知ることが必要である。ライナ壁体の内側部において、熱流断面積の半径方向における変化が、軸方向における変化より大きいことを前提とすると、熱流熱抵抗に対する妥当な近似は、複数のライナ表面法線角（liner surface normal angle）を平均化し、すなわち、φａｖｅ＝（φｃ＋φｊ）／２を得、さらに、それを、結果的に生成される平均直線経路（図１０を参照）に沿って積分することによって行い得る。
【０１３９】
この経路に沿って、ｄｘｒｚ,ｌｉｎｅｒ＝−ｄｚｌｉｎｅｒ／ｓｉｎφａｖｅｗであることと、ｄｚｌｉｎｅｒ＝−ｄｒｌｉｎｅｒｔａｎφａｖｅｗであることとを認めると、次の式（３７）が得られる。
【数３８】
0005711665.tif 000039
【０１４０】
式（３７）を、この経路に沿って、かつ、ｒｌｉｎｅｒに関して積分すると、次の式（３８）が得られる。
【数３９】
0005711665.tif 000040
【０１４１】
この式（３８）から、式（３１）において定義されるライナ熱抵抗を、次の式（３９）のように導出することが可能である。
【数４０】
0005711665.tif 000041
【０１４２】
定常状態の熱伝達の場合、次の式（４０）が得られる。
【数４１】
0005711665.tif 000042
【０１４３】
多孔質媒体を通過するガス圧力低下の特徴付け
【０１４４】
実験装置において多孔質媒体の形状係数（Ｃ）および透過係数（Ｋ）の実験測定値を展開するため、単純な幾何学的特徴（例えば、平らな円板）を通過する１次元の定常状態ガス流の場合、式（１５）の単純な形態が望ましく、その形態は、大きな圧力低下につき、ガス流体密度の変化を考慮する。理想気体の法則を組み込むことにより、式（１５）は、次の式（４１）に示すように、円板表面に対して垂直に流れる流体の流線に沿って積分することが可能である。
【数４２】
0005711665.tif 000043
【０１４５】
この式（４１）を圧力低下データに近似させると、種々の焼結多孔質媒体および金属発泡体について公開された圧力低下データ（表１を参照）から得られる最適近似（best-fit）の形状係数（Ｃ）および透過係数（Ｋ）を、上述した流体モデルに組み込むために展開することが可能である。注記するに、表１において、「％Ｄｅｎｃｅ」は、（１−ε）に等しく、また、「＊」は、焼結金属フィルタ（Sintered Metal Filters）を示し、また、「＊＊」は、金属発泡体を示している。
【表１】
0005711665.tif 000044
表１は、種々の多孔質金属媒体についての流量係数を示している。
【０１４６】
金属発泡体および焼結金属フィルタは、今回の用途に用いられる多孔質材料を特徴付けるプロセス（characterization process、いくつかの特徴に分解して分析するプロセス）を説明するための例示的な材料である。別の多孔質媒体を、同じ用途のために用いることが可能であり、また、上述のようにして、同様に特徴付けすることが可能である。
【０１４７】
実施例４−流体およびエンジンについての熱物性（thermophysical properties）
【０１４８】
以上に述べた流体移送および熱伝達のモデルが、ワースト・ケースである気相ＮＯＦＢ単元推進剤ロケット・エンジンを設計する際の問題に適用されてきており、その適用に際し、燃焼されない状態（ジャケットにおいて）と燃焼される状態（燃焼室において）とを有するＮＯＦＢ単元推進剤ガス混合体（mixture）の熱物性および移送特性が利用される。このモデルにおいては、それら特性の再計算が、ジャケットの温度と燃焼室ガス境界層の温度とに基づき、軸方向に沿って、その軸方向のノード・ポイント（node point）の各々の位置において行なわれる。燃焼室側流体特性（combustion-side fluid properties）を評価するために、境界層温度が、ＮＯＦＢ単元推進剤の自由流温度と燃焼室壁温度との間の平均値に等しいと仮定される。燃焼室自由流ガス速度ｕｃｅは、アメリカ航空宇宙局（ＮＡＳＡ）の化学平衡分析コード（Chemical Equilibrium Analysis code）（ゴードンおよびマクブライド（Gordon & McBride）、１９９６年）を利用し、それにより、スロートに対する、ノズル内の等エントロピ自由流体速度（isentropic freestream fluid velocities）を評価することにより、推定されてきた。
【０１４９】
図１２は、リソグラフィ製造方法によって形成された複数の六角形構造体が重ね合わせられることによって生成された多孔質媒体の拡大写真１２００を示している。いくつかの実施形態においては、複数のホイル特徴部を互いにオフセットさせて（互いにずれるようにして）マイクロ流体通路を変更することが有利である。拡大写真１２００には、流体内に乱流を誘発するため、上方のレイヤが下方のレイヤからオフセットされる幾何学的特徴が示されている。一般に、乱流のレベルがより高くなることにより、固体と、対流する流体との間の熱伝達が促進される。注記するに、設計者は、冷却剤通路（coolant passageways）の幾何学的特徴を高いレベルで自由に設計できる。この特定な構造体は、これまで、本発明者らの推進器にとって有利であったが、流路の選択は、燃焼プロセスと、一つまたは複数の冷却用流体とに合わせて個別に調整すべきである。
【０１５０】
図１４は、多孔質媒体を有する再生冷却型推進器についての例示的な燃焼室圧力プロファイル・チャート（combustion chamber pressure profile chart）１４００を示している。チャート１４００は、パルス高温燃焼実験（pulsed hot fire test）の全体を通じて得られた、燃焼室内部の圧力を示している。この事例においては、燃焼室圧力が時間と共に低下し、これは、供給タンク内の圧力の低下に起因した。しかしながら、多くのシステムでは、燃焼室圧力がこのように減衰することを示すことはないであろう。この燃焼室圧力の低下は、この試験システムの副次的な結果である。燃焼室圧力は、最終的に推進力を生み出す圧力勾配を実現する。この特定の試験において生成された熱により、図１５に示す温度プロファイルが生成された。
【０１５１】
実施例５−ＮＯＦＢ気相推進器についてのエンジン・デザイン
【０１５２】
上述の多孔質媒体ジャケット流体モデル（Porous-Media-Jacket-Fluids model）は、気相ＮＯＦＢ推進器の慣例的なデザイン（保守的な、堅実な、conservative design）のために使用される。与えられた質量流量につき、二相推進剤および液相推進剤が、通常、より小さい圧力低下（より高い平均流体密度に起因して）と、液体の気化冷却に起因するより低いジャケット温度とを示す。気相デザイン（気相ＮＯＦＢ推進器のデザイン）が完成すると、その気相デザインに必要な器具が装着されて、二相推進剤および液相推進剤を用いた運転と共に、検証試験を行う（validation tested）ことが可能となる。ジャケットの設計においては、ジャケット内部のいずれの位置の温度も、使用中である冷却剤の使用温度限界以下に維持すべきである。高性能ＮＯＦＢ単元推進剤の一例は、非常に素早く分解する前に、約４００℃という熱劣化限界温度（thermal degradation limit）を有する。
【０１５３】
一般に、与えられたロケット流れ質量流束（単位断面積当たりの質量）（rocket flow mass flux）につき、燃焼室からの熱流束は、エンジンの物理的（実際の）寸法の増加につれて鈍感にしか増加しない(scale weakly with)（わずかに悪化する）が、この熱流束は、ジャケット・デザインの性能を評価するための近似的なスケーリング(サイズ変倍、scaling)として役に立たないわけではない。特に、高度なマイクロ流体製造プロセスのために試作コストを安価に維持するために、実物より寸法が縮小されたエンジンを、一般的に、最初に、より大きなサイズのエンジンに寸法拡大される前に、開発して試験することが可能である。再生冷却型ジャケットの試験は、最初の分析結果から、ジャケット・デザイン・デザインの有効性と、非公称シナリオ（off-nominal scenarios）での試験の有効性とを判断するために重要である。この実験ステップは、流れを誘導する（flow-directing）または流れの舵取りを行う（flow steering）、より複雑な幾何学的特徴であって、ジャケット内に組み込まれるとともに二相流と共に動作するものを評価するために重要である。それら非公称シナリオは、通常、設計段階で分析することが困難である。
【０１５４】
エンジン試験は、重要なエンジン環境条件下で、良好に実施される。大気圏外の宇宙空間での用途については、エンジン試験を、最終的には、エンジンがロケット放出物を生成する速度でそのロケット生成物を取り扱うことができるような真空チャンバ内で行うべきである。より高額なこの試験を実施する前に、予備試験を、ジャケット・デザインを大気条件下で評価するために実施することができる。ロケット・エンジンが、エンジン・スロートの下流にあるノズル区域において超音速を達成すると直ちに（通常、その超音速は、燃焼室圧力が、その位置での大気圧力（local atmospheric pressure）の約２倍である状態で達成される）、燃焼室の下流にある流れ場内のいかなる乱流も、燃焼室内に伝播することができない（その乱流は、ガス内において、その位置における音速で伝播する）。したがって、エンジン・スロートの上流におけるジャケット冷却の評価試験は、燃焼室圧力が十分に高い状態に維持される限り、大気条件下で予備的に行うことができる。超音速ノズルのうちの重要な部分が再生冷却される場合には、その超音速ノズルから流れを分離するために、通常、何らかの対策を講ずることが必要である。
【０１５５】
図１３は、例示的な２５重量ポンド（ｌｂｆ）推進器のジャケット・デザインを示しており、そのジャケット・デザインは、シングルパス（１回通過）型の多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケットと、ジャケット内の温度限界が４００℃である場合について上述された設計方法とを用いている。このジャケットにおいては、燃焼室圧力（燃焼室からの熱流束を推定するために重要である）と、ジャケット内壁体およびジャケット外壁体上の温度分布（temperature distributions on the inside and outside jacket wall）との双方が、図１３に示すように、圧力変換器（pressure transducer）および複数の小型熱電対を用いて測定される。それら圧力変換器および小型熱電対は、圧力および温度のサンプリングを行うための例示的な位置に設置されている。別の位置を用いることもできる。
【０１５６】
複数の熱電対は、図１３に示すように、エンジン１３００内の６つの位置に設置された。熱電対Ｔ１は、前記噴射ヘッド（図示しないが、概略的には参照符号１３０２の位置に設置されている）の位置にあり、熱電対Ｔ２およびＴ３は、エンジン１３００の収束領域内にあり、熱電対Ｔ４は、スロートの位置にあり、熱電対Ｔ５およびＴ６は、エンジン１３００の発散領域内にある。試験されるエンジン１３００の全体は、約２インチの長さを有している（図１３における数字は、ノズルから、図示された熱電対までの距離を意味する）。この実施例における多孔質媒体は、エンジン１３００の全体にわたり、０．１２５インチの厚さを有している。六角形の気孔は、それらの平面を横切る方向において（across the flats）、０.０１５インチの寸法（径）を有する（多孔質媒体の幅（厚さ）当たり、約１０個の微細な気孔）。
【０１５７】
実施例６−熱電対および圧力ポートを備えたＮＯＦＢ気相推進器の試作品の試験および評価
【０１５８】
前述の計測器具が装着された推進燃焼室（thrust chamber）であって図１３に示すものが、図３に示す残りのロケット・エンジン構成部品であって、宇宙における真空状態でのみ使用される超音速膨張ノズル３１０を除いたものに合体された。
【０１５９】
図１４は、燃焼室圧力であって、前述の計測器具を備えた試作品エンジンを用いて行われた例示的な運転から測定されたものを示している。今回のエンジンは、時刻０において点火され、そして、８秒経過時に停止させられている。燃焼室圧力が低下するにつれて、燃焼室壁体内への熱移送も、一般的に、減少する。この測定は、種々のエンジン作動圧と結果的に発生する種々の推進力レベルとの下でのエンジン・ジャケットの熱応答（engine jacket thermal response）を評価するために重要である。
【０１６０】
図１５は、複数の熱電対であって前述の測定器具を備えた試作品エンジンに埋設されたもののネットワークの応答を示しており、その応答は、上述の運転と同じ運転から得られた。注記するに、ジャケット内のいかなる位置においても、ジャケットが、例示的なＮＯＦＢ単元推進剤の４００℃という限界温度を超えない。エンジンが停止させられると、外壁体は、急速に熱を内壁体から吸収し、それにより、エンジンの上流にある構成部品が経験するかもしれない最高温度を制限することが促進される。
【０１６１】
図１５は、さらに、ジャケット内壁体とジャケット外壁体との間の温度差が、エンジンの形状が増大するにつれて（さらに、流体速度が低下するにつれて）、増加する様子を示している。エンジン上端部近傍の温度は、エンジン底部近傍の温度より高い状態で推移する。ジャケットのうち、それら部分内の熱伝達エンハンスメント（熱伝達促進部品）は、ジャケット内壁体とジャケット外壁体との間の温度差を低減させ、すべての壁体およびジャケット全体で温度を効果的に平均化する性質を有する。その熱伝達エンハンスメント（熱伝達促進部品）は、冷却剤をよりよく利用し（冷却剤をより厳密的に一様に加熱することにより）、さらに、通常であれば、ジャケット内で観察される冷却剤の最高到達温度を低下させることになる。
【０１６２】
ジャケット外壁体（outside jacket）への熱移送を増大させる一つの方法として、熱を直接、ジャケット外壁体に伝達する高熱伝導性構造体を追加するという方法がある。この組立構造体は、ａ）熱をジャケット内壁体から推進剤へ伝達する多孔質媒体ジャケットと、ｂ）熱をより低温であるジャケット外壁体に伝達するためにジャケット内壁体とジャケット外壁体との間に設けられた直接熱接続部（direct thermal connection）とを備えている。副次的な効果として、その直接熱接続部は、内壁体および外壁体の剛性を向上させることに寄与し、さらに、内壁体および外壁体の質量を低減させることが可能となる。
【０１６３】
その直接熱接続部は、軸方向に延びる複数のリブによる構造体、軸方向に延びる複数本のスポークによる構造体、または他の構造体を有することができる。図５において参照符号５０８で示すものの如き、仮想的な「エンジン・スライス（エンジンを輪切りにしたもの、engine slice）」を見ると、それら複数のリブまたは複数本のスポークは、そのスライスの円上において放射状に配置され、それらリブまたはスポークは、エッチングされない。エッチングされない（よって、中実固体金属である）複数の領域が、軸方向に配列されると、その完成した構造体は、図１６で示すものの如き、軸方向に延びる複数のリブを構成することになる。それら複数の中実固体領域が、それぞれ半径を有し、後に生成される各レイヤ内において互いオフセットされると、螺旋状構造体が形成されることになる。それら複数の中実固体領域が、当該構造体のうちの各レイヤ上に存在せず、一部のレイヤ上にのみ存在すると、複数本のスポークが形成されることになる。実際、いなかる種類の固体構造体も、この方法によって多孔質媒体に付加することが可能である。冷却剤の流れは、目標流路内に向かうように誘導することができる（実施例７を参照）。いくつかの実施形態においては、すべてのリブ特徴部の表面積が、ジャケット外壁体の全表面積の約５０％を下回る値を示す。それらすべてのリブ特徴部の表面積が約５０％を超えると、冷却剤が大幅な圧力低下を経験し始め、さらに、エンジンが非常に重くなる。
【０１６４】
多孔質媒体ジャケットの製造方法が図６において用いられた方法である場合、前記複数のリブを追加する仕方についていくつかの選択肢が存在する。ある選択肢によれば、それらリブをライナ内壁体（inside liner wall、６００)の一部として機械加工してもらうことにより、それらリブを、金属発泡体を用いて製造する工程を行うことができる（図６のステップ１とステップ２との間において）。この方法においては、図６のステップ３が、前記多孔質媒体のうちの多数の薄いセグメントを、２つの半割部の間にではなく、前記複数のリブ間に装着する工程（この工程は、家庭において、断熱材を切断して壁内のスタッド間に嵌め込む方法にやや類似する）を含むことになる。これに代えて、前記直接熱接続体を有するように要望される複数の領域に、前記金属発泡体を貫通する穴を開ける工程を、図６のステップ３とステップ４との間において行い、そして、外壁体の組付け前に、その金属発泡体材料の開口部分を中実金属で置き換えることが可能である。
【０１６５】
実施例７−混合工程を有する再生冷却方法
【０１６６】
いくつかの実施形態においては、いくつかのデザインが構成され、それらデザインにおいては、流体がより計画的に、流体を内壁体と外壁体との間で移動させるために誘導される（往復運動または混合）。このデザインを達成するために使用される別の構造体は、様々な構造体の形式をとることができ、また、一般に、エンジンの内壁体および外壁体の双方に接触している。
【０１６７】
そのような実施形態の一つにおいては、複数本の捩れたマイクロチューブ束（基本的に、ジャケットを通過する複数本の管状体束からなる螺旋溝）であって、冷却剤を、各チューブを通過して、ジャケット内壁体からジャケット外壁体に移動させるものが形成される。観測されてきたことは、ジャケット内部スロート温度（inside jacket throat temperature）が外壁体の公称温度（nominal temperatures）に近いと、エンジン内のピーク温度（極大温度）が、燃焼室の内壁と外壁との間の温度差とほぼ同じ分だけ低いということである。このように、ジャケット内においてピーク温度を低下させるためには、熱が推進剤内に投入されるようにし、ジャケットの内壁体および外壁体のそれぞれが同じ温度に接近するようにすることが望ましい。この混合デザインまたは往復運動デザインにより、ジャケット温度が低下し、それにより、冷却剤のための低温が提供される。この冷却方法は、ある種の推進剤であって、前述のいくつかの実施例において使用されたＮＯＦＢ単元推進剤の如く、冷却剤としての使用中に劣化する可能性があるものである場合に特に重要である。
【０１６８】
それら複数本の捩れたチューブは、１本の細いマイクロ流体チューブ束（micro-fluidic tube bundle）（束の直径が基本的にジャケットの幅に等しい）である。この構造体が図１８に示されている。この構造体を見易くするために、マイクロチューブ束が２本のみ示されているが、それら束は、エンジン全体を概ね包囲することになる。一方、前記多孔質媒体が示されていないが、その多孔質媒体は、マイクロチューブ間の空間を占めることになる。点火源に接近するにつれて、前記マイクロチューブ束が捩れ、それにより、複数本のマイクロチューブが、ジャケットの内壁体と外壁体とに交互に接触する。この構造体により、流体が内壁体と外壁体との間を移動させられて、それら内壁体および外壁体のそれぞれの温度がより平均化される。複数本の個別マイクロチューブの直径は、実施例１において説明された六角形の直径と概ね同じである。その構造体における不均質性(heterogeneity)により、内壁体と外壁体との間において熱の対流が誘発される可能性がある。
【０１６９】
実施例３において示された、エンジンを設計するためのモデルは、均質性を有する多孔質媒体（内壁体から外壁体への直接的な熱伝達のための別の構造体も、内壁体から外壁体への流体を混合するための別の構造体も有しない）を基礎とする。不均質性を有する基体デザインの場合には、実施例６において説明される実験用エンジンを製造し、そのエンジンの寸法増大のために、熱流束の直接測定を行うことになる。その後、実施例６において説明される実験の如き実験を用いることにより、より複雑なジャケット・デザインによって得られる冷却効果および圧力低下を評価することができる。
【０１７０】
局所流体速度ベクトルの角度（ねじに関するねじピッチ（thread pitch）によく似ているが、チューブ、リボン、またはスクリューのそれぞれのピッチのうちのいずれかになどよって定義される）は、一般に、約０度と約８０度との間の範囲内にあるように選択される。最も効果的な角度は、流体を高温表面と低温表面との間において往復移動させるという利点と、この角度が過大であると遭遇する圧力低下との間においてバランスがとられるように選択される。このバランスは、「開口チャネル（open channel）」マイクロチューブを用いた実施形態と、リボンまたはベーン（羽根）を用いた実施形態との双方を用いて評価され、後者の実施形態においては、流体が、流れがより制限された多孔質媒体を通過するように誘導された動きで流れる。
【０１７１】
流れを誘導する構造体または混合（攪拌）を誘導する構造体についての別の実施形態は、冷却剤の流れを誘導する（方向付ける）リボン型構造体またはベーン型構造体を備えている。この実施形態においては、冷却剤が多孔質媒体を貫流するが、この冷却剤の流路は、湾曲した中実金属構造体（例えば、捩れたリボン構造体に類似する）により、内壁体と外壁体との間を往復するように誘導される。その構造体が図１７に示されている。前回と同様に、見易さのため、ベーン型構造体が２つのみ示されているが、本実施形態に従うジャケットにおいては、そのような複数の構造体がエンジン全体を包囲することができる。同様に、残りの空間が、多孔質媒体によって占有される。
【０１７２】
以上に述べた仕様、複数の実施例およびデータにより、本発明の例示的ないくつかの実施形態に従う構成および使用法が完全に説明される。本発明の多くの実施形態を、本発明の主旨からも範囲からも逸脱することなく構成することが可能であるため、本発明は、後に添付される特許請求の範囲に記載されたものに内在する。さらに、それら異なった複数の実施形態に従う構造的特徴を、特許請求の範囲の欄において記載された請求項の範囲から逸脱することなく、さらに別の実施形態において組み合わせることが可能である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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