阅读说明：本技术 具有螺旋冷却通道的燃烧室衬套 (Combustor liner with spiral cooling channels ) 是由 J·索恩伯格 于 2019-12-11 设计创作，主要内容包括：一种包括多个螺旋冷却通道的燃烧室衬套由材料部件形成。燃烧室衬套主体从第一端和第二端延伸。燃烧室衬套主体包括燃烧室衬套内壁,燃烧室衬套内壁限定从第一端和第二端延伸的燃烧区域腔体。燃烧室衬套主体还包括与内壁相对的燃烧室衬套外壁。燃烧室衬套主体还限定入口端口、与入口端口相对的喷嘴出口端口以及喉部。沿着燃烧室衬套外壁,将螺旋冷却通道切入外壁中,使得螺旋冷却通道在第一端和第二端之间延伸。(A combustor liner including a plurality of spiral cooling passages is formed from a material component. The combustor liner body extends from a first end and a second end. The combustor liner body includes a combustor liner inner wall defining a combustion zone cavity extending from a first end and a second end. The combustor liner body also includes a combustor liner outer wall opposite the inner wall. The combustor liner body also defines an inlet port, a nozzle outlet port opposite the inlet port, and a throat. A helical cooling channel is cut into the outer wall along the combustor liner outer wall such that the helical cooling channel extends between a first end and a second end.)

具体实施方式

下文描述的技术和系统涉及一种燃烧室衬套，所述燃烧室衬套在操作时采用螺旋冷却室来对燃烧室进行再生冷却。在一个示例中，用于火箭推进系统的燃烧室衬套是使用诸如铜的导热材料制成的。燃烧室衬套可包括入口端口，推进剂可通过所述入口端口引入燃烧室中以燃烧并产生可用于产生推力的热排气。此外，燃烧室衬套可以包括喷嘴，通过所述喷嘴，通过推进剂的燃烧产生的热气体被加速以产生用于火箭推进系统的推力。喷嘴可包括收敛部分，随后是朝向与燃烧室衬套的入口端口相对的端部的发散部分。在燃烧室衬套的收敛部分处，在入口端口和喷嘴的端部之间可以是喉部，在此处热气体的流动被阻塞，使得当热气体离开喉部时，热气体的速度会随着喷嘴面积朝着与入口端口相对的端部发散而增加(用于超音速流动)。这可以被描述为通过喷嘴的热气体流从喉部到与燃烧室衬套的入口端口相对的喷嘴出口端口的等熵膨胀。

由于推进剂在燃烧室内的燃烧，燃烧室衬套内的压力和温度可能异常高。结果，燃烧室衬套在内壁处可能经受显著的热膨胀，而燃烧室衬套的外壁由于内壁和外壁之间的温度梯度而可能限制该热膨胀。该温度梯度可能导致热应力，所述热应力可能影响燃烧室衬套的寿命。为了防止由于燃烧室内的高温和高压导致的应力造成燃烧室衬套的结构劣化，燃烧室衬套可包括沿着燃烧室衬套的外壁的一系列冷却通道，所述一系列冷却通道沿着燃烧室衬套的圆周从入口端口延伸至喷嘴出口端口。通过这些冷却室，可以引入推进剂或其他低温材料以为燃烧室衬套提供再生冷却，并从而减少燃烧室衬套上的热应力。

在一个示例中，沿着燃烧室衬套的外壁的每个冷却通道以螺旋方式切入外壁，使得冷却通道的深度、宽度和长度沿着外壁是均匀的。冷却通道可以在燃烧室衬套的整个外壁上彼此隔开均匀的距离。由于推进剂或其他低温材料越过从入口端口到喷嘴出口端口的外壁的跨度更均匀的流动通过冷却通道，所以这可以提高再生冷却机构的效率。此外，因为冷却通道的尺寸在燃烧室衬套的外壁的整个跨度上是一致的，所以冷却通道内遇到的压力不太容易突然降低，这可以导致燃料泵效率的提高，所述燃料泵使推进剂或其他低温材料通过冷却通道。

在一个示例中，冷却通道各自包括在燃烧室衬套的入口端口附近的第一倒角和在喷嘴出口端口附近的第二倒角。这些倒角可在燃烧室衬套的壁厚上提供梯度，其在燃烧室衬套的入口端口附近和喷嘴出口端口附近开始，且壁厚减小，直到在燃烧室衬套的喉部处达到最小壁厚。这可以在燃烧室衬套的喉部处导致较小的温度梯度，其中在火箭推进系统的操作期间温度和压力可能处于其最大值。此外，当推进剂或其他低温材料通过冷却通道时，该梯度可以减小沿着冷却通道的压力降。

在前面和下面的描述中，描述了各种技术。出于解释的目的，将阐述具体的配置和细节，以便提供对实现这些技术的可能方式的透彻理解。然而，还将显而易见的是，以下描述的技术可以在没有具体细节的情况下以不同的配置来实践。此外，为了避免所描述的技术变得模糊，可能会省略或简化众所周知的特征。

本公开中描述和建议的技术通过在火箭推进系统的操作期间燃烧室衬套上的热应力改善了火箭推进系统的领域，特别是燃烧室衬套实现方式的领域。另外，本公开中描述和建议的技术通过减小沿燃烧室衬套的壁的热梯度来提高火箭推进系统的效率，从而改善燃料泵和火箭推进系统的其他部件的性能。此外，在本公开中描述和建议的技术必须根植于火箭推进技术，以便克服在推进剂和其他化学物质的燃烧中特别产生的问题。

图1是燃烧室衬套10的透视图，所述燃烧室衬套包括沿着燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104的多个螺旋冷却通道116。燃烧室衬套10可以使用任何结构上合理的材料来制造，优选为铜、铜合金、钛、碳纤维、铬镍铁合金(Inconel)或能够承受在火箭推进系统操作期间由高压引起的环向应力并且还能够承受由沿燃烧室衬套10的壁104的温度梯度引起的热应力的任何其他材料。可以使用计算机数值控制(CNC)工具来制造燃烧室衬套10，所述计算机数值控制工具能够创建燃烧室衬套10的总体设计，并且能够如本文所述沿着燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104形成螺旋切割冷却通道116。

在一个实施方案中，将燃烧室衬套10引入CNC机器中，以将螺旋切割冷却通道116切割到燃烧室衬套外壁104内。CNC机器可具有若干运动轴，并采用激光或水刀沿燃烧室衬套外壁104的外围创建螺旋切割冷却通道116。例如，CNC机器可能能够沿着三个线性轴和两个旋转轴创建螺旋切割冷却通道116。可以创建燃烧室衬套10的数字化模型，其可以包括沿着燃烧室衬套10和燃烧室衬套外壁104的图形表示的螺旋切割冷却通道116的图形表示。该数字化模型可以被转换成程序代码，所述程序代码可以由CNC机器执行以接合激光器或水刀，以将螺旋切割冷却通道116切割到引入到机器中的燃烧室衬套10上。可替代地，可以引入实心材料，所述实心材料可以被CNC机器用于在一个过程中产生燃烧室衬套10和螺旋切割冷却通道116。在一些实施方案中，螺旋切割冷却通道116是通过对螺旋图案的数学表示的编码而定义的，CNC机器可使用所述编码来定义和创建螺旋切割冷却通道116。

在一个实施方案中，燃烧室衬套10包括入口端口110、喉部114和喷嘴112，其可以共同围绕燃烧室衬套10的燃烧区域腔体122。为了产生用于火箭推进系统的推力，可以使用喷射器或用于将推进剂喷射到燃烧区域腔体122中的其他装置，经由入口端口110将推进剂引入燃烧区域腔体122中。在燃烧区域腔体122内，推进剂被燃烧以产生热排气，所述热排气可用于产生用于火箭推进系统的推力。例如，通过推进剂燃烧产生的热能在很大程度上被转化为动能。燃烧室衬套10可以被制造成从入口端口110到喉部114收敛，使得燃烧区域腔体122的横截面积从燃烧室衬套10的入口端口到喉部114减小。从喉部114进一步向后，燃烧区域腔体122的横截面积可整个跨喷嘴至喷嘴出口端口112增加。由于燃烧区域腔体122通过喉部114的收缩，燃烧室衬套10的喉部114可经历每单位面积的最大气流，并且经历燃烧室衬套10的最高压力和温度梯度。

对于火箭推进系统，通过喉部114的气体速度为声速可能是理想的。因此，当热气体离开喉部114并朝着喷嘴出口端口112进入喷嘴的发散部分时，压力可降低，从而导致在超音速条件下速度的增加。由于实现了焓到动能的转换，因此这产生了用于火箭推进系统的推力。用以产生火箭推进系统的推力的推进剂的燃烧可能导致燃烧区域腔体122内产生高温，且因而在此过程期间，燃烧室衬套10的燃烧室衬套内壁102可能会承受显著的温度和压力。由于通过燃烧室衬套10的燃烧区域腔体122的气流的最高温度和最高压力位于喉部114内，所以燃烧室衬套10的燃烧室衬套内壁102可能在喉部114处经受最大的热应力和环向应力。

为了减轻热应力和环向应力对燃烧室衬套10的影响，可以使用燃烧室衬套10的再生冷却。在一个实施方案中，燃烧室衬套10包括切入燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104中的多个冷却通道116，以使得能够引入推进剂或其他低温材料以减小燃烧室衬套10的燃烧室衬套内壁102和燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104之间的温度梯度。这些冷却通道116可以实现对流热传递，从而推进剂可以从燃烧室衬套10吸收热量，以提高推进剂的初始温度，并在通过喷射器并通过入口端口110进入燃烧区域腔体122之前提高其能级。

在一个实施方案中，冷却通道116被设计成使由于从燃烧室衬套10的燃烧室衬套内壁102到燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104的热传递而产生的气泡形成速率和气泡尺寸最小化。如本领域中已知的，过大的气泡形成速率可能导致沿着燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104的不稳定的气体膜，从而导致可能致使壁温度快速升高的绝缘层。壁温度的这种升高可能导致壁材料和燃烧室衬套10本身的损坏。

在一个实施方案中，为了减小冷却通道116内的气泡形成的速率，采用沿燃烧室衬套外壁104的圆周从入口端口110的前部到喷嘴出口端口112的螺旋图案将冷却通道116切入燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104中。这可以确保冷却通道116沿着燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104共享均匀的长度，并减小从入口端口110通过喉部114并到达喷嘴出口端口112沿着燃烧室衬套外壁104的梯度量。此外，螺旋图案可以使冷却通道116在燃烧室衬套外壁104内共享均匀的宽度和深度，从而使沿着燃烧室衬套10的压力降的可能性最小化。用于冷却通道116的螺旋图案还可以促进推进剂均匀地流过冷却通道116，从而在整个冷却通道116的跨度中减少湍流和出现热点。可以使用CNC工具或其他计算机辅助制造工具将冷却通道116切入燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104中。

在一个实施方案中，多个冷却通道中的每个冷却通道116包括分别靠近燃烧室衬套10的入口端口110和燃烧室衬套10的喷嘴出口端口112的入口端口倒角106和喷嘴出口端口倒角108。这些倒角106、108可将推进剂逐渐引入冷却通道116中，并使推进剂能够平稳地流出冷却通道116。入口端口倒角106可在燃烧室衬套主体124的完整厚度处开始，并且以一定角度切入燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104中，直到其到达冷却通道116的完整深度，在该处燃烧室衬套主体124的厚度可以最小。在一个实施方案中，多个冷却通道中的每个冷却通道116沿着燃烧室衬套10的长度具有均匀的宽度。此外，在一个实施方案中，沿着燃烧室衬套主体124的圆周的冷却通道之间的距离至少等于多个冷却通道中的每个冷却通道116的均匀宽度。

燃烧室衬套10的燃烧室衬套内壁102可以是光滑的(例如，没有可以防止存在平坦表面的突起、隆起、脊或其他不平坦元件)，以防止流过燃烧区域腔体122的气体流在其穿过喉部114并从喷嘴出口端口112出来时存在任何扰动。因此，燃烧室衬套内壁102可不具有任何障碍物，所述障碍物可能引起流过燃烧区域腔体122的气体流的扰动，该扰动可能导致下游压力升高到燃烧室衬套10的临界压力值以上。燃烧室衬套内壁102和燃烧室衬套外壁104可以由燃烧室衬套主体124的壁厚分开。

图2是燃烧室衬套10的透视图，示出了燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104和从燃烧室衬套10的喷嘴出口端口112延伸至燃烧室衬套10的入口端口110的多个螺旋冷却通道116。在图2所示的实施方案中，燃烧室衬套10包括燃烧室衬套外壁104，所述燃烧室衬套外壁周向围绕燃烧室衬套10内的燃烧区域腔体。燃烧室衬套外壁104可以在喉部114处从入口端口110变窄，且然后扩张到喷嘴出口端口112。在一个实施方案中，燃烧室衬套外壁104是燃烧室衬套主体，在上述图1中详细示出，其可以包括燃烧室衬套外壁104和与燃烧室衬套外壁104通过壁厚隔开的燃烧室衬套内壁102。燃烧室衬套内壁102可周向围绕燃烧室衬套10内的燃烧区域腔体122。

在一个实施方案中，燃烧室衬套主体124的燃烧室衬套外壁104包括多个螺旋切割冷却通道116，推进剂或其他低温材料可通过所述多个螺旋切割冷却通道被引入以减小操作期间燃烧室衬套10的热应力和环向应力。螺旋切割冷却通道116可以在燃烧室衬套外壁104处切入燃烧室衬套主体124中，从而减小从燃烧室衬套外壁104处开始直到达到冷却通道壁厚的燃烧室衬套主体124的厚度。在一个实施方案中，螺旋切割冷却通道116从入口端口110以一定角度开始，并以螺旋图案沿着燃烧室衬套主体124的跨度和圆周行进，且相对于喷嘴出口端口112以另一角度终止。可以选择为每个螺旋切割冷却通道116选择的螺旋图案以为多个冷却通道中的每个冷却通道116保持均匀的宽度。此外，可以选择螺旋切割冷却通道116的数量，使得沿着燃烧室衬套主体124的圆周，沿燃烧室衬套主体124的圆周冷却通道116之间的距离至少等于多个冷却通道中的每个冷却通道116的均匀宽度。燃烧室衬套主体124在螺旋切割冷却通道116之间的厚度可以处于其最大厚度。

在一个实施方案中，冷却通道壁厚沿着每个冷却通道116的长度而不同，在喉部114处具有最小厚度。例如，冷却通道116可以以一定倒角切入燃烧室衬套主体124的燃烧室衬套外壁104中，所述倒角从距入口端口110一定距离处开始并延伸至喉部114，并且冷却通道壁厚逐渐减小。可以至少部分地基于沿着燃烧室衬套10的圆周和跨度的预测或分析的热应力和温度梯度来确定使用倒角产生的冷却通道壁厚度的梯度。在一个实施方案中，冷却通道116也可以以另一倒角切入燃烧室衬套主体124的燃烧室衬套外壁104中，所述另一倒角从距喷嘴出口端口112一定距离处开始并延伸至喉部114，并且冷却通道壁厚逐渐减小，在喉部114处冷却通道壁厚最小。在一些实施方案中，任一倒角的角度可以不同，使得沿着冷却通道116的跨度的较大部分存在最小冷却通道壁厚。

图3是图2的燃烧室衬套10的纵向截面图，示出了沿着燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104和燃烧室衬套10的燃烧室衬套内壁102的螺旋切割冷却通道116。在图3所示的实施方案中，燃烧室衬套主体124的燃烧室衬套内壁102是光滑的，没有突起、隆起或其他粗糙的表面，这些突起、隆起或其他粗糙的表面可能会削弱热气体流过燃烧室衬套10的燃烧区域腔体122。燃烧室衬套主体124的燃烧室衬套外壁104可包括多个冷却通道116，所述多个冷却通道可被用于传送推进剂或其他低温材料以减小推进剂在燃烧室衬套10内部的燃烧区域腔体122内燃烧期间燃烧室衬套主体124上的热应力。

燃烧室衬套主体124可在入口端口110和喷嘴出口端口112处具有初始厚度126，所述初始厚度等于燃烧室衬套10的最大允许厚度。可以至少部分地基于燃烧室衬套10的设计考虑因素(例如，重量、导热率、散热性等)来选择该初始厚度126。在一个实施方案中，至少部分地基于入口端口110的设计考虑因素，将螺旋切割冷却通道116在距燃烧室衬套10的入口端口110一定距离处切入燃烧室衬套主体124的燃烧室衬套外壁104中。此外，在一个实施方案中，螺旋切割冷却通道116终止于距燃烧室衬套10的喷嘴出口端口112一定距离处。可以至少部分地基于喷嘴出口端口112的设计考虑因素来选择该距离。这些设计考虑因素可以与如上所述的燃烧室衬套10的总体设计考虑因素相似。

在一个实施方案中，冷却通道116被切割成使得冷却通道壁厚120小于燃烧室衬套主体124的初始厚度126。冷却通道壁厚度120在每个螺旋切割冷却通道116的整个长度上可以是均匀的。可替代地，每个冷却通道116可以以一定倒角开始和终止，这可以导致燃烧室衬套厚度沿着燃烧室衬套10的跨度沿冷却通道116的长度或长度的一部分从初始厚度126逐渐减小到冷却通道壁厚120。这些倒角的角度可以至少部分地基于燃烧室衬套10的设计考虑因素来确定，优选地至少部分地基于沿燃烧室衬套10的跨度的确定的热应力来确定。

如上所述，将冷却通道116沿着燃烧室衬套10的圆周从入口端口110至喷嘴出口端口112以螺旋图案切入燃烧室衬套主体的燃烧室衬套外壁104中。可以选择用于冷却通道116的螺旋图案，使得燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104在喉部114的更大区域上具有冷却通道壁厚度120。由于燃烧室衬套10的喉部114可能表现出由推进剂在燃烧区域腔体122中燃烧引起的最高热应力和环向应力，因此具有冷却通道壁厚120的喉部114处的增大的面积可导致这些应力的更大降幅。然而，每个冷却通道116可沿着冷却通道116的长度具有均匀的宽度和深度。因此，燃烧室衬套10的纵向截面面积可以在喉部114处显示出较大的区域，在该处燃烧室衬套主体厚度可以处于其最小值。

图4是燃烧室衬套10的透视图，示出了从燃烧室衬套10的入口端口110到喉部114的燃烧室衬套的燃烧室衬套内壁102。如上所述，燃烧室衬套10可以使用圆周燃烧室衬套主体124构造，所述圆周燃烧室衬套主体包围用于推进剂燃烧的燃烧区域腔体122。在入口端口110处，燃烧室衬套主体124可在燃烧室衬套10的燃烧室衬套内壁102与燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104之间具有初始厚度126。在一个实施方案中，在燃烧室衬套10的入口端口110处，不存在冷却通道116，因为这些冷却通道可如上所述在距燃烧室衬套10的入口端口110一定距离处切入燃烧室衬套主体124的燃烧室衬套外壁104中。

燃烧室衬套主体124的燃烧室衬套内壁102可以是光滑的，没有突起、粗糙的边缘、隆起等，以使得排气流在火箭推进系统的操作期间能够不受干扰地通过燃烧区域腔体122。此外，燃烧室衬套主体124可以沿着燃烧室衬套10的纵向跨度从入口端口110处的初始横截面直径收敛到燃烧室衬套10的喉部114处的最小横截面直径。可以至少部分地基于通过燃烧室衬套10的燃烧区域腔体122的期望排气流动状况来确定沿着燃烧室衬套10的纵向跨度的直径渐缩量。例如，可以选择沿燃烧室衬套10的纵向跨度的直径渐缩量，使得通过燃烧室衬套10的喉部114的排气流为声速的。这可能导致排气流在喷嘴和喉部114后部的喷嘴出口端口112处是超音速的，因为喉部114后部的横截面直径可以在喷嘴出口端口112处扩展到最大。

在一个实施方案中，燃烧室衬套10的燃烧室衬套内壁102与燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104之间在入口端口110处的初始厚度126是燃烧室衬套10的最大燃烧室衬套主体厚度。在距燃烧室衬套10的入口端口110的一定距离处，切入燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104以沿着燃烧室衬套主体124的燃烧室衬套外壁104的圆周引入冷却通道116。在一个实施方案中，冷却通道116以一定倒角切入燃烧室衬套10的燃烧室衬套外壁104中，以沿着冷却通道116的长度将燃烧室衬套主体124的厚度从初始厚度126逐渐减小到例如在燃烧室衬套10的喉部114处的最小冷却通道壁厚120。倒角的角度可以至少部分地基于沿着燃烧室衬套10的纵向跨度和沿着每个冷却通道116的长度的预测的热应力来选择。因此，至少部分地基于这些预测的热应力，可以为每个冷却通道选择不同的倒角和厚度。

图5是从燃烧室衬套10的喉部114的燃烧室衬套10的横向截面图，示出了沿着燃烧室衬套主体124的燃烧室衬套外壁104的多个螺旋切割冷却通道116。在喉部114处，每个冷却通道116的冷却通道壁厚120可以最小，因为这可以减轻在火箭推进系统操作期间当推进剂或其他低温材料通过冷却通道116泵送时在喉部114处经受的极端热应力。在一个实施方案中，沿燃烧室衬套主体124的燃烧室衬套外壁104切割的冷却通道116可各自通过具有初始厚度126的燃烧室衬套主体124与入口端口110分开，如上所述。在一些情况下，每个冷却通道116之间的间隔可以具有与初始厚度126不同的厚度。然而，该不同的厚度仍可大于冷却通道116的冷却通道壁厚120。

每个冷却通道116可具有均匀的冷却通道宽度118。可以至少部分地基于各种设计考虑因素来选择实际冷却通道宽度118，所述各种设计考虑因素包括但不限于减轻由推进剂在燃烧区域腔体122内燃烧导致的对燃烧室衬套10的热应力的影响所需的沿着燃烧室衬套10的圆周的表面积的量。此外，如上所述及，沿着燃烧室衬套主体124的圆周的冷却通道之间的距离可至少等于多个冷却通道中的每个冷却通道116的均匀宽度。由于在燃烧室衬套10的喉部114处可能经受最高的热应力，所以这些热应力可以作为选择理想冷却通道宽度118的基础。其余的圆周区域被保留用于燃烧室衬套主体124的其余部分，所述其余部分可以具有初始厚度126或大于冷却通道壁厚120的任何其他厚度。

在一个实施方案中，冷却通道116的螺旋图案被选择成使得冷却通道116沿着喉部114贯通燃烧室衬套10的纵向跨度的长度呈现出均匀的横截面宽度，所述横截面宽度约为冷却通道宽度118。因此，螺旋切割冷却通道116可沿着燃烧室衬套10的喉部114平行于燃烧室衬套10的纵向轴线。由于推进剂或其他低温材料因冷却通道116沿着喉部114的方向而可以在喉部114处用作更大的散热器，所以这可以更大程度地减轻沿燃烧室衬套10的喉部114的热应力。

因此，说明书和附图被认为是说明性的而不具有限制性意义。然而，将显而易见的是，在不脱离如在权利要求中阐述的本发明的更宽泛精神和范围的情况下，可以对其做出各种修改和改变。其他变体也在本公开的精神内。因此，尽管所公开的技术可具有各种修改和替代构造，但在附图中示出并在上文中详细描述了其某些示出的实施方案。然而，应当理解，并不旨在将本发明限于所公开的一种或多种具体形式，相反，旨在涵盖落在如所附权利要求限定的本发明的精神和范围内的所有修改、替代构造和等效物。

另外，可鉴于以下条款对本公开的各个实施方案进行描述：

1、一种用于火箭推进系统的燃烧室衬套，包括：

燃烧室衬套主体，其在第一端和第二端之间延伸；

燃烧室衬套内壁，其由所述燃烧室衬套主体限定，所述燃烧室衬套内壁限定在所述第一端和所述第二端之间延伸的燃烧区域腔体；

燃烧室衬套外壁，其由所述燃烧室衬套主体限定，所述燃烧室衬套外壁与所述燃烧室衬套内壁相对；

入口端口，其在所述第一端处由所述燃烧室衬套主体限定；

喷嘴出口端口，其在所述第二端处由所述燃烧室衬套主体限定；

喉部，其在所述第一端和所述第二端之间由所述燃烧室衬套主体的一部分限定；以及

多个螺旋冷却通道，其由所述燃烧室衬套外壁限定，所述多个螺旋冷却通道在所述第一端和所述第二端之间延伸。

2、根据条款1所述的燃烧室衬套，其中，所述多个螺旋冷却通道中的每个螺旋冷却通道包括在第一冷却通道端处的第一倒角和在第二冷却通道端处的第二倒角。

3、根据条款1或2所述的燃烧室衬套，其中所述多个螺旋冷却通道中的每个螺旋冷却通道由均匀宽度限定。

4、根据条款3所述的燃烧室衬套，其中，沿着所述燃烧室衬套主体的圆周的多个螺旋冷却通道中的每个螺旋冷却通道之间的距离至少等于所述均匀宽度。

5、根据条款1-4中任一项所述的燃烧室衬套，其中，所述燃烧室衬套主体包括选自由铜、铜合金、钛、碳纤维和铬镍铁合金组成的组的材料。

6、根据条款1-5中任一项所述的燃烧室衬套，其中，所述燃烧区域腔体在所述喉部处的第一部分的第一面积小于所述燃烧区域腔体在所述第一端处的第二部分的第二面积。

7、一种制造用于火箭推进系统的燃烧室衬套的方法，包括：

将材料部件形成为在第一端和第二端之间延伸的燃烧室衬套主体，其中所述燃烧室衬套主体包括：

燃烧室衬套内壁，其由所述燃烧室衬套主体限定，所述燃烧室衬套内壁限定在所述第一端和所述第二端之间延伸的燃烧区域腔体；

燃烧室衬套外壁，其由所述燃烧室衬套主体限定，所述燃烧室衬套外壁与所述燃烧室衬套内壁相对；

入口端口，其在所述第一端处由所述燃烧室衬套主体限定；

喷嘴出口端口，其在所述第二端处由所述燃烧室衬套主体限定；和

喉部，其在所述第一端和所述第二端之间由所述燃烧室衬套主体的一部分限定；以及

将在所述第一端和所述第二端之间延伸的多个螺旋冷却通道切入所述燃烧室衬套外壁中。

8、根据条款7所述的方法，其中，使用至少部分地基于所述燃烧室主体的数字表示来编程的计算机数控机器来形成所述燃烧室主体。

9、根据条款7或8所述的方法，其中，将所述多个螺旋冷却通道切入所述燃烧室衬套外壁，使得限定所述多个螺旋冷却通道，使得每个螺旋冷却通道具有均匀宽度。

10、根据条款9所述的方法，其中，沿着所述燃烧室衬套主体的圆周的多个螺旋冷却通道中的每个螺旋冷却通道之间的距离至少等于所述均匀宽度。

11、根据条款7-10中任一项所述的方法，其中，切割所述多个螺旋冷却通道导致在所述多个螺旋冷却通道的第一冷却通道端处的第一倒角和在所述多个螺旋冷却通道的第二冷却通道端处的第二倒角。

12、根据条款7-11中任一项所述的方法，其中，所述材料部件选自由铜、铜合金、钛、碳纤维和铬镍铁合金组成的组。

13、根据条款7-12中任一项所述的方法，其中，所述燃烧室主体被形成为使得所述燃烧区域腔体在所述喉部处的第一部分的第一面积小于所述燃烧区域腔体在所述第一端处的第二部分的第二面积。

在描述所公开实施方案的上下文中(尤其是在以下权利要求的上下文中)，术语“一个”、“一种”、“所述”以及类似指称对象的使用应被解释为涵盖单数和复数两者，除非另有指示或明显地与上下文矛盾。术语“包括”、“具有”、“包含”和“含有”应被解释为开放式术语(即，意味着“包括但不限于”)，除非另有说明。术语“连接的”在未进行修改并且指代物理连接的情况下应被解释为部分地或全部地纳入在内、附接至或结合在一起，即使存在介入物。除非另有指示，否则值范围的叙述仅意图用作个别地指代属于所述范围内的各单独值的速记方法，并且犹如个别叙述地那样将各单独值并入到本说明书中。除非上下文另有说明或矛盾，否则术语“集合”(例如，“项的集合”)或“子集”的使用应被解释为包括一个或多个成员的非空集合。此外，除非上下文另有说明或矛盾，否则对应集合的术语“子集”不一定表示对应集合的真子集，而是所述子集和对应集合可以相等。

合取性语言，诸如"A、B、和C中的至少一者"或"A、B和C中的至少一者"形式的短语，应结合上下文理解，通常用于表示项目、项等可以是A或B或C，或A和B和C集合的任何非空子集，除非另有具体说明或以其他方式明确与上下文矛盾。例如，在具有三个成员的集合的说明性示例中，"A、B、和C中的至少一者"和"A、B和C中的至少一者"的合取性短语是指以下集合中的任一者：{A}、{B}、{C}、{A，B}、{A，C}、{B，C}、{A，B，C}。因此，这种合取性语言通常不意图暗示某些实施方案要求各自存在A中的至少一者、B中的至少一者和C中的至少一者。另外，除非另有说明或与上下文矛盾，否则术语“多个”指示为复数的状态(例如，“多个项”指示多项)。多个项的数量为至少两个，但如果明确或通过上下文指示，则可以更多。

所提供的任何示例或示例性语言(例如，“诸如”)的使用仅意图更好地说明本发明的实施方案，并且除非另外要求保护，否则不会对本发明的范围施加限制。本说明书中的语言不应被解释为将任何非要求保护的要素指示为实践本发明所必需的。

描述了本公开的实施方案，包括发明人已知用于执行本发明的最佳模式。阅读上述描述后，那些实施方案的变体对于本领域普通技术人员可以变得显而易见。发明人期望技术人员视情况采用此类变体，并且发明人意图以不同于如所特别描述的方式来实践本公开的实施方案。因此，如适用法律所允许，本公开的范围包括此处所附权利要求中叙述的主题的所有修改和等效物。而且，尽管可以在说明书的某些实施方案的上下文中描述上述要素，但除非另有说明或从上下文中可以清楚得知，否则这些要素并不仅仅与其中描述它们的那些实施方案相互排斥；除非另有指示或与上下文明显矛盾，否则以上描述的要素在其所有可能的变化中的任何组合均涵盖在本公开的范围内。

所引用的所有参考文献(包括出版物、专利申请和专利)据此以引用方式并入，其程度等同于每个参考文献单独地且具体地被表示为以引用方式并入并且以其全文得以阐述。