具体实施方式

现在将详细地参考本发明的实施例，本发明的实施例的一个或多个实例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中的相同或类似的标记已用于指代本发明的相同或相似的部分。

词语“示例性”在本文中用来表示“用作实例、例子或图示”。本文中被描述为“示例性”的任何实施方式不必然被解释为比其他实施方式优选或有利。此外，通过说明本发明而不是限制本发明来提供每个实例。实际上，对于本领域技术人员显而易见的是，在不脱离本发明范围的情况下，可以对本发明进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用以产生又一个实施例。因此，本发明旨在覆盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这种修改和变化。

如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换地使用，以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示单个部件的位置或重要性。除非上下文另有明确指出，否则单数形式“一”，“一种”和“该”包括复数引用。除非本文另有规定，否则术语“联接”、“固定”，“附接到”等指的是两者直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征来间接联接、固定或附接。

术语“前向”和“后向”是指燃气涡轮发动机或交通工具内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或交通工具的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前向是指更靠近发动机入口的位置，以及后向是指更靠近发动机喷嘴或排气装置的位置。术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，以及“下游”是指流体向其流动的方向。

如本文在整个说明书和权利要求书中所使用的近似语言用于修改可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“大约”，“近似”和“基本上”之类的一个或多个术语修饰的值不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指的是在10％的范围内。

在此以及整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有指示，否则这种范围被识别并且包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围包括端点，并且端点能够彼此独立地组合。

通常，本主题的各方面针对用于诸如高超音速飞行器的高速飞行器或交通工具的前缘组件。如本文所用的，术语“高超音速”通常是指大约4马赫直至大约10马赫或以上的空气速度，例如5马赫以上。但是，应当理解的是，本主题的各方面不仅限于高超音速飞行，而且可以替代地适用于涉及其他高速交通工具、弹丸、物体等的应用。本文关于在高超音速飞行器上使用的前缘组件的描述仅仅是旨在促进对本主题的各方面的解释的实例。本主题不限于这样的示例性实施例和应用。

值得注意的是，如上所述，诸如高超音速飞行器的高速交通工具典型地在高速或高超音速操作期间经受极高的温度和热梯度。由高热通量引起的温度梯度经常是比温度本身更严重的问题。例如，结构材料的热导率与热通量组合在一起设定材料内的温度梯度，并且在高热负荷下，该梯度会导致机械应力，从而导致材料的塑性变形或破裂。应该减少结构材料的热负荷，以保持部件的结构完整性。

如上所述，这种高速交通工具的前缘经常经受最高的热负荷。例如，高超音速交通工具可以包括在高超音速飞行期间经受高热负荷的多个前缘组件(例如，在本文中大体由参考数字300标识)。就这一点而言，前缘组件300可以设置在飞行器机翼的前向端、前锥体、竖直稳定器、推进发动机的发动机罩、或高超音速飞行器的其他前缘或表面上。根据本主题的示例性实施例，前缘组件300包括用于例如通过将热量带出该区域来减轻这种热负荷的影响的特征。

值得注意的是，通常期望的是，使前缘组件300尽可能锐利或尖锐，例如，以便减少高超音速交通工具上的阻力。但是，现在参考图1，当前缘组件300形成为小曲率半径时，在前缘组件300的前向或前缘处，在本文中也称为停滞线、停滞点302或类似术语，经受极高的温度和热梯度。就这一点而言，当高超音速交通工具以高超音速速度在空气中行进时，空气的自由流(例如，在本文中由参考数字304标识)在前缘组件300上方和周围通过，从而产生大的热负荷。本主题的各方面针对用于冷却前缘组件300的热管理技术和特征，尤其着重于靠近停滞点302的区域，在停滞点302处通常会出现最严重的热管理问题。

应当理解的是，本文所示的前缘组件300是示例性前缘的简化截面图。这种前缘技术的尺寸、构造、几何形状和应用可以变化，同时保持在本主题的范围内。例如，本文所述的前缘组件300限定了在大约1mm与3mm之间的半径。然而，根据替代实施例，前缘组件可以具有任何其他合适的半径。

冷却技术和热管理特征在本文中被描述为用于冷却经受高温和热梯度的高超音速飞行器的一个或多个零件的部分，例如高超音速飞行器的机翼、机头、推进发动机或其他零件的前缘。然而，应当理解的是，本主题的各方面可以用于管理在任何部件内以及在任何合适的应用中的热负荷，例如高温和热梯度。就这一点而言，例如，本主题的各方面可以应用于具有暴露于高温和/或大温度梯度的部件的任何其他高超音速交通工具或任何其他技术或系统。

另外，尽管本文中描述了用于冷却高超音速交通工具的前缘组件300的各种技术、部件构造和系统，但是应当理解的是，在不脱离本主题的范围的情况下，可以对这些技术进行变化和修改。另外，可以将一种或多种这样的技术彼此组合使用以实现改进的冷却和热管理。就这一点而言，尽管为了清楚地描述每种技术如何运行而单独地描述了每种冷却技术，但是所描述的实施例仅是旨在说明和解释目的的实例，而不旨在以任何方式限制本主题的范围。

另外，根据本主题的示例性实施例，本文所述的一些或全部部件可以使用增材制造处理(诸如3-D打印处理)形成。这种处理的使用可以允许高超音速交通工具的某些部件，例如前缘组件300，被一体地形成为单个整体部件，或者被一体地形成为任何合适数量的子部件。如本文中所使用的，术语“增材制造”或“增材制造技术或处理”通常是指其中连续的材料层被提供在彼此之上，以逐层地“堆积”三维部件的制造处理。连续的层通常融合在一起，以形成可以具有各种一体化的子部件的整体部件。

尽管本文将增材制造技术描述为通过典型地在竖直方向上逐点、逐层地构建物体来实现复杂物体的制造，但是其他制造方法也是可能的，并且在本主题的范围内。例如，尽管本文的讨论涉及添加材料以形成连续的层，但是本领域技术人员将理解的是，本文公开的方法和结构可以用任何增材制造技术或制造技术来实践。例如，本发明的实施例可以使用层增材处理、层减材处理、或混合处理。

根据本公开的合适的增材制造技术包括，例如，熔融沉积成型(FDM)，选择性激光烧结(SLS)，诸如通过喷墨、激光喷射和粘合剂喷射的3D打印，立体光刻(SLA)，直接选择性激光烧结(DSLS)，电子束烧结(EBS)，电子束熔化(EBM)，激光工程网成形(LENS)，激光网形制造(LNSM)，直接金属沉积(DMD)，数字光处理(DLP)，直接选择性激光熔化(DSLM)，选择性激光熔化(SLM)，直接金属激光熔化(DMLM)和其他已知处理。

本文所述的增材制造处理可以用于使用任何合适的材料形成部件。例如，材料可以是处于固体、液体、粉末、片状材料、线材或任何其他合适形式或其组合的金属、混凝土、陶瓷、环氧树脂或任何其他合适材料。更具体地，根据本主题的示例性实施例，本文描述的增材制造部件可以部分地、整体地或以一些材料组合来形成，材料包括但不限于纯金属、镍合金、铬合金、钛、钛合金、镁、镁合金、铝、铝合金、和镍或钴基超级合金(例如，可从SpecialMetals Corporation获得的名称为的产品)。这些材料是适用于本文所述的增材制造处理的材料的实例，并且通常可称为“增材材料”。

另外，本文公开的增材制造处理允许单个部件由多种材料形成。因此，本文描述的部件可以由以上材料的任何合适的混合物形成。例如，部件可以包括使用不同的材料、处理和/或在不同的增材制造机器上形成的多个层、分段或零件。以这种方式，可以构造具有不同材料和材料特性的部件，用于满足任何特定应用的需求。另外，尽管本文所述的部件完全由增材制造处理构造而成，但是应当理解的是，在替代实施例中，这些部件的全部或一部分可以经由铸造、机械加工、和/或任何其他合适的制造处理来形成。实际上，可以使用材料和制造方法的任何合适的组合来形成这些部件。

仍然参考图1，将更详细地描述根据本主题的示例性实施例的前缘组件300。具体地，图1提供了前缘组件300的截面图，前缘组件300可以被定位在高超音速飞行器的任何部件的前缘(例如，前向端、前端、上游端等)。例如，前缘组件300可以是例如高超音速推进发动机的进气管的前缘，涡轮发动机的前缘，飞行器的机翼的前缘，飞行器的机头，竖直稳定器的前向端等。

如本文中所解释的，在高超音速飞行操作期间，前缘组件300可能经受大的热负荷。如本文所使用的，术语“热负荷”等通常旨在指的是在高超音速或高速交通工具的部件内经受的高温、温度梯度或热通量。根据本主题的示例性实施例，前缘组件300形成或设置有用于管理这些热负荷的热调节特征或技术。

例如，如下面参考图1更详细地描述的，前缘组件300可以包括用于通过前缘组件300的外壁320提供例如冷却流体或冷却材料的冷却剂的特征，以降低外壁320的温度和/或前缘组件300内经受的温度梯度。图2至图5提供了根据替代实施例的用于前缘组件300的冷却技术。应当理解的是，本文针对每个示例性前缘组件300所描述的热调节特征和技术可以单独使用，或者与本文所描述的任何其他前缘技术组合使用，以调节高超音速交通工具的一个或多个前缘组件300或经受高热负荷的任何其他部件的任何其他表面上的热负荷。

如上所述，外壁320和前缘组件300的其他部件可以由任何合适的材料形成。根据示例性实施例，选择这种材料以承受高超音速飞行器的前缘所经受的高热负荷。例如，外壁320可以由铝、钛、铝化钛、钨、钨合金、镍超合金、难熔金属、单晶金属、陶瓷、陶瓷基复合材料(CMC)、超高温陶瓷(UHTC，包括高熔点二硼化物、氮化物等)、或碳-碳复合材料中的至少一种构造而成。另外或替代地，外壁320可以包括诸如碳化硅(SiC)、SiC复合物、碳纤维增强SiC基体和其他碳化物基体复合物的复合物，具有和没有表面涂层的复合物，和/或高熵合金，包括耐火材料、铂族金属、铪合金等。然而，在某些应用中仍然可能需要为前缘组件300经受的高热负荷的热管理提供附加冷却能力。此外，如上所述，增材制造技术可以用于将前缘组件300(例如包括外壁320)打印为单个整体部件，并且可以促进改进的冷却技术和前缘特征。

如所描绘的实施例中所示，外壁320大体上由第一壁区段322和第二壁区段324形成。更具体地，第一壁区段322和第二壁区段324各自包括一起形成外表面326的外表面和一起形成内表面328的内表面。另外，第一壁区段322和第二壁区段324可以相对于彼此成角度，使得前缘组件300从前缘组件300的后向端330向前缘组件300的前向端332(例如，对应于停滞点302)成锥形。换句话说，前缘组件300在前缘组件300的后向端330附近较宽或较高，并且在其接近停滞点302时变窄。值得注意的是，锥角可以根据空气动力学和其他考虑而变化，同时保持在本主题的范围内。例如，根据示例性实施例，前缘组件300可以不对称，例如，在一侧上限定更锐的角度。

如上所述，对于所示的实施例，第一壁区段322和第二壁区段324的外表面326在停滞点302处相交，并且大体上形成外壁320的前缘部分340。前缘部分340还限定外表面326和内表面328的至少一部分。对于所描绘的实施例，前缘组件300包括腔或腔室342，腔或腔室342被定位在第一壁区段322和第二壁区段324之间并且与前缘部分340的内表面328流体连通。另外，根据示例性实施例，前缘部分340限定通过外壁320的至少一个流体通道350。

更具体地，根据图示的实施例，流动通道350是被限定成通过外壁320的孔或孔隙，使得其从定位在内表面328处的入口352延伸到定位在外表面326处的出口354。另外，如图所示，出口354被定位在停滞点302处或在前缘组件300的前向端332处。尽管在图1描绘的截面中图示了单个流体通道350，但是，应当理解的是，流体通道350可以替代地是沿前缘组件300的前缘或停滞线延伸的细长槽。根据还有的其他实施例，前缘组件300的前缘部分340可以包括沿着前缘组件300的长度，例如沿着飞行器机翼的跨度，彼此间隔开的多个流体通道350。

实际上，可以以任何合适的数量、几何形状、构造等来限定通过外壁320的流体通道350。例如，前缘组件300大体上可以限定径向方向R和周向方向C。径向方向R在图1所示的截面平面内从前缘部分340的曲率中心(未标记)向外延伸。周向方向C大体上从第一壁区段322到第二壁区段324环绕前缘组件300，如图1所示。另外，前缘组件300可以限定纵向方向L，根据本文描述的示例性实施例，纵向方向L对应于高超音速飞行器的纵向方向L，并且基本上平行于限定在前缘组件300和气流304的主方向之间的迎角。

根据图示的实施例，流体通道350沿着径向方向R延伸通过外壁320。然而，应当理解的是，根据替代的实施例，流体通道350可以以不同于径向方向R的角度通过外壁320，可以沿着第一壁区段322和/或第二壁区段324的长度通过，可以终止于在内表面328和外表面326两者上的其他位置，可以改变截面尺寸或轮廓，或者可以以任何其他合适的方式变化，用于将冷却流体360的流提供到前缘组件300内或上的期望位置。

就这一点而言，前缘组件300可以进一步包括冷却剂供应源362，用于提供通过流体通道350并离开前缘组件300的冷却流体360的流。如本文所使用的，术语“冷却流体”、“冷却剂”等通常旨在指的是通过外壁320以冷却前缘组件300的外表面326的任何材料。根据本主题的实施例，如下文更详细地描述的，冷却流体360可以包括空气、水、蒸汽、液体金属、二氧化碳、氩气、氦气等中的至少一种。

应当进一步理解的是，冷却流体360不限于材料的特定状态或相。就这一点而言，尽管术语“液体”和“流体”可以用来指的是冷却流体360，但是冷却流体360也可以包括固体材料、汽化物等。此外，本主题不限于冷却流体360的来源。例如，冷却流体360可以从存储容器中被泵送，可以作为固体材料包含在前缘组件300内，该固体材料在临界温度处液化，通过前缘部分340或流体通道渗出，汽化以吸收热能，并且当其流向下游时带走热能。

根据本主题的示例性实施例，冷却流体360可以是固体或液体金属。例如，根据示例性实施例，冷却流体360是碱金属。可以作为冷却流体360被泵送通过前缘组件300的示例性液体金属可以包括铯(Cs，其沸点近似为678℃)，钾(K，其沸点近似为774℃)，钠(Na，其沸点近似为883℃)，锂(Li，其沸点近似为1347℃)，铟(In，其沸点近似为2000℃)和/或镓(Ga，其沸点近似为2205℃)中的至少一种。另外或替代地，冷却流体360可包括氨(NH₃)或二氧化硫(SO₂)。根据示例性实施例，冷却流体360可以是这种液体金属或成分的混合物或组合。

另外，可以基于其材料特性，例如电离势，来选择冷却流体360。冷却流体360的电离势对于使用前缘组件300促进磁流体动力控制或产生可能是重要的(如下所述)。例如，根据示例性实施例，液体金属冷却流体360可以具有在大约1与10电子伏特(eV)之间，在大约2与8电子伏特(eV)之间，在大约4与6电子伏特(eV)之间，或大约5电子伏特(eV)的电离势。根据示例性实施例，选择冷却流体360，使得其电离势远低于空气的电离势。例如，O₂的电离势近似为12.6eV，并且N₂的电离势近似为14.5eV。

这些材料可以用作在比空气低得多的温度下电离的“种子”。应当理解的是，术语“电离”等在本文中通常用于指的是完全和部分电离。例如，术语电离可以指的是部分电离或弱电离，例如，其中离子密度是中性物种密度的一小部分(例如10^-5)。另外，应当理解的是，如果温度足够高(例如，由于高马赫数)，则不仅种子物种能够电离，而且任何存在的物种都能够电离，包括氧气和氮气。

根据替代的实施例，可以基于诸如沸腾温度的另一种材料特性来选择冷却流体360。根据示例性实施例，冷却流体360可以具有小于外壁320的熔化温度的沸腾温度。以这种方式，外壁320或前缘组件300的其他部分可以浸渍有固体材料(例如，固体金属)，该固体材料作为冷却流体360被动地熔化并流动。这种熔化的金属冷却流体360将汽化，并在外壁320开始熔化之前开始冷却外壁320。以这种方式，冷却流体360在外表面326上的汽化可以将外壁320的温度维持在冷却流体360的沸点或沸腾温度。如果沸点被选择为低于外壁320的熔化温度，则可以维持外壁320的结构完整性，直到冷却流体360用完为止。例如，根据一个实施例，液体金属冷却流体360具有大于大约500℃、大于大约700℃、大于大约900℃、大于大约1100℃、或大约750℃的沸腾温度。另外地或替代地，液体金属冷却流体360的沸腾温度可以低于大约2000℃、低于大约1500℃、低于大约1000℃、或低于大约800℃。例如，根据示例性实施例，冷却流体360是锂(Li)，其在大约1342℃沸腾。

如本文所使用的，术语“沸点”，“沸腾温度”等指的是在1atm环境压力下制成表格的温度。但是，应当理解的是，在飞行条件下，例如，当环境压力和经历压力不同时，这种沸腾温度可能是不同的。另外，尽管冷却流体360的沸点被描述为低于外壁320的熔化温度，但是应当理解的是，可能期望使冷却流体360的沸点甚至更低，例如，对应于外壁320的完整性开始降级或减弱时的一些预定结构温度。

应当理解的是，本文所述的冷却流体360仅是示例性的，并不旨在限制本主题的范围。例如，冷却流体360可以被选择为液体或固体，可以具有变化的沸点和电离势，并且还可以表现出其他材料特性。例如，可能期望使材料具有相对低的质量密度，尤其是对于涉及飞行器的应用。另外，汽化的热量对于确定所需的冷却流体360的体积和质量可能是重要的，例如，锂(Li)具有独特的高汽化比热(每单位质量)。根据示例性实施例，可以选择在合理低的熔化温度下熔化的冷却流体360，例如，以使机载材料转运系统所需的复杂性最小化。

另外或替代地，冷却流体360可以是金属相变材料。例如，冷却剂可以是被构造成当在高超音速飞行操作期间暴露于在高超音速推进发动机的操作期间产生的温度时从固相变为液相或气相的金属。另外或替代地，冷却剂可以是被构造成当在高超音速飞行操作期间暴露于在高超音速推进发动机的操作期间产生的温度时从液相变为气相的金属。但是，在其他实施例中，可以使用其他合适的冷却剂。

最佳如图1中所示，冷却剂供应源362与流体通道350流体连通，用于通过流体通道350提供冷却剂360的流。具体地，根据所示的实施例，冷却剂供应源362包括冷却剂储存器364，并且机械泵366被构造用于向流体通道350加压或供应冷却流体360。根据还有的其他实施例，冷却流体360可以存储在加压罐中，用于输送至流体通道350，或者前缘组件300可以包括毛细管系统或另一毛细结构，用于驱动冷却流体360。替代地，可以以任何其他合适的方式从任何合适的位置输送冷却流体360。例如，如图所示，冷却剂供应源362大体上将加压的冷却流体360的流提供到与流体通道350流体连通的腔室342中。然而，应当理解的是，根据替代的实施例，冷却剂供应源362可以包括直接与流体通道350流体联接的一个或多个导管。此外，尽管冷却流体360被图示为来自单个冷却剂储存器364的单个流，但是应当理解的是，一个或多个冷却流体360可以从多个冷却剂储存器364被提供，可以包括处于不同压力等的不同冷却流体360。

如上所述，根据本主题的示例性实施例，冷却流体360的流可以包括液体金属。值得注意的是，当液体金属冷却流体360在前缘组件300处暴露于这种高温时，它可以在离开流体通道350之后电离，以产生电离汽化物流(例如，如大体上由图1中的参考数字370所标识的)。该电离汽化物流370从停滞点302通向前缘组件300上的下游。根据示例性实施例，该电离汽化物流370可以促进用于发电和/或交通工具控制的磁流体动力处理。具体地，根据示例性实施例，前缘组件300可以包括磁流体动力产生器372(“MHD产生器”)，磁流体动力产生器372与电离汽化物流370相互作用，以产生用于交通工具控制的电力或推力。

通常，MHD产生器372可以是适合于与电离汽化物流370相互作用以产生用于交通工具控制的电力或推力的任何装置。将理解的是，MHD产生器372通常可以利用磁流体动力转换器，磁流体动力转换器利用布雷顿循环(Brayton cycle)来将热能和动能直接转换成电力。例如，MHD产生器372可以包括靠近外壁320或在外壁320内定位的一个或多个磁线圈和/或电极。根据示例性实施例，MHD产生器372可以使用线圈，以便当电离汽化物流360通过由线圈产生的磁场时产生电力。另外或替代地，MHD产生器372可以以通过向外壁320提供推力来控制或调节飞行的方式，使磁线圈或电极通电以与电离汽化物流370相互作用。MHD产生器372可以进一步包括控制器和独特结构，用于在高速飞行期间，例如在高超音速飞行期间，实施转向的控制方法。

具体地，最佳如图2中所示，操作前缘组件300的方法可以包括磁流体动力控制方法。具体地，方法400包括，在步骤410处，通过被限定成通过高超音速交通工具的前缘的至少一个流体通道提供冷却剂流，其中，冷却剂流包括液体金属(或任何其他合适的种子材料)，液体金属在离开至少一个流体通道之后被电离，并且作为电离汽化物流通向下游。一旦实现了电离汽化物流，步骤420包括使用与电离汽化物流相互作用的磁流体动力产生器来产生用于交通工具控制的电力或推力。

另外或替代地，最佳如图3和图4中所示，前缘部分340可以被构造为多孔前缘部分，多孔前缘部分在本文中被标识为多孔尖端500。根据示例性实施例，前缘组件300被构造成通过腔室342向前缘部分340的内表面328提供冷却流体360的流，使得冷却流体360的流可以在高超音速交通工具或高超音速推进发动机的操作期间，例如在高超音速飞行操作期间，通过多孔尖端500渗出，并冷却前缘部分340。在这方面，流体通道350可以通过组成或限定多孔尖端500的多孔结构来被限定。在描述本文的附图时，应当理解的是，相似的参考数字可以用于指的是实施例之间的相同或相似的特征。

具体地，如图3和图4所示，前缘组件300的外壁320包括第一壁区段322和第二壁区段324，第一壁区段322和第二壁区段324各自沿着纵向方向L从前向端502和后向端(例如，可以对应于前缘组件300的后向端330)延伸。值得注意的是，第一壁区段322和第二壁区段324的前向端502可以在停滞点302附近停止。另外，多孔尖端500可以接合到第一壁区段322和第二壁区段324的前向端502。在这方面上，多孔尖端500大体上可以被限定为联接至第一壁区段322和第二壁区段324的弯曲区域，第一壁区段322和第二壁区段324被示出为基本笔直的。

根据示例性实施例，例如，第一壁区段322、第二壁区段324和尖端部分500可以被同时增材制造为单个一体的整体件。然而，如将在下面更详细地描述的，外壁320可以基本上是实体且密封的，而多孔尖端500可以包括多孔结构，用于允许冷却流体360的流朝向前缘组件300的前向端332通过其中。

根据示例性实施例，前缘部分340，或更具体地，多孔尖端500可以限定恒定的孔隙率，用于使冷却流体360通过。如本文所使用的，术语“孔隙率”通常可以用来指的是材料或结构内的空隙或空洞的度量。因此，具有孔隙率的结构具有开放的通道、小室或结构，流体可以通过这些通道，小室或结构从一个多孔小室流向另一个多孔小室。例如，孔隙率可用于指的是空隙或开放空间的体积占部件的总体积的分数。根据示例性实施例，多孔尖端500的孔隙率可以大于大约5％、10％、20％、40％或大于甚至50％。另外或替代地，多孔尖端500的孔隙率可小于大约80％、60％、40％、20％或5％。应当理解的是，多孔尖端500的孔隙率可以根据应用而变化，同时保持在本主题的范围内。例如，孔隙率可以基于冷却流体360的质量流率，多孔尖端500的机械特性，基于预期的飞行条件，或基于任何其他合适的参数而变化。

值得注意的是，根据图示的实施例，多孔尖端可以限定可变的孔隙率，例如，以便将冷却流体360集中在停滞点302附近。更具体地，多孔尖端500可以包括第一多孔区域510、第二多孔区域512和第三多孔区域514。根据图示的实施例，第一多孔区域510被定位在前缘组件300的前向端322处，并且包括停滞点302。相反，第二多孔区域512和第三多孔区域514各自被定位在第一多孔区域510或停滞点302的下游。根据示例性实施例，第一多孔区域510的第一孔隙率不同于第二多孔区域512的第二孔隙率。更具体地，根据示例性实施例，第一孔隙率大于第二孔隙率。类似地，第三孔隙率可以与第二孔隙率相同或不同，但是也小于第一孔隙率。例如，根据示例性实施例，第一孔隙率可以比第二孔隙率和第三孔隙率大至少大约10％，例如比第二孔隙率和第三孔隙率大至少大约25％，例如比第二孔隙率和第三孔隙率大至少大约50％，例如比第二孔隙率和第三孔隙率大至少大约100％，以及比第二孔隙率和第三孔隙率大到大约1000％。

类似于上述实施例，冷却剂供应源362可以与腔室342和/或多孔尖端500流体连通，用于通过多孔尖端500提供冷却剂360的流。具体地，根据图示的实施例，多孔尖端500的内表面328暴露于腔室342内的加压冷却流体360。然而，流过第一多孔区域510的冷却流体360的量可以大于流过第二多孔区域512和第三多孔区域514中的一个或两个的冷却流体360的量。值得注意的是，可以通过操纵每个区域510-514内的孔隙率来调节流过多孔尖端500的每个区域的冷却流体360的比率或量。根据图示的实施例，期望在第一多孔区域510中具有最高的孔隙率，以将最大量的冷却流体360引向受热最大的区域，即停滞点302。另外，在停滞点302处较高的孔隙率可以帮助补偿压力在该点处最高的事实，这减少了自然流向停滞点302的冷却流体360的量。

值得注意的是，多孔尖端500被图示为具有三个不同的多孔区域510-514。然而，应当理解的是，使用本文所述的增材制造技术，多孔尖端500可以具有逐渐变化的孔隙率，即，使得孔隙率从外壁320的前向端502连续逐渐地增加到停滞点302处的最高孔隙率。以这种方式，多孔尖端500可被设想为具有10、20、50、100，或甚至更多的子区域，当子区域它们接近停滞点302时，每个子区域具有逐渐增加的孔隙率。如图所示，这些子区域中的每个子区域沿着径向方向R从内表面328延伸到外表面326，并且沿着径向方向R具有基本恒定的孔隙率。另外，根据替代的实施例，这些区域中的一个或多个区域，例如多孔区域510-514，也可以沿着径向方向R变化孔隙率。

根据示例性实施例，多孔尖端500可以包括附加特征，用于将冷却流体360的流引导到前缘组件300内的期望位置。在这方面，例如参考图4，多孔尖端500可以包括多个内部屏障520，内部屏障520将一个或多个多孔区域510-514分开。在这方面，如图所示，内部屏障520是笔直的实体壁，其基本上沿着径向方向R从内表面328延伸到外表面326。然而，根据替代的实施例，多孔尖端500可以具有更多的内部屏障520，内部屏障520可以在其他方向上延伸通过外壁320，可以具有变化的厚度等。其他构造也是可能的，并且在本主题的范围内。

现在具体参考图4，前缘组件300可以包括机头罩530，机头罩530至少部分地被定位在多孔尖端500上方，以限制来自冷却剂储存器364和/或腔室342的冷却流体360的流。具体地，机头罩530防止冷却流体360逸出多孔尖端500或前缘部分340，但是可以由前缘组件300暴露于预定临界温度时烧蚀或熔化掉的材料制成。在这方面，例如，机头罩530可以由在多孔尖端500和外壁320达到其熔化温度之前熔化的材料构成。值得注意的是，当机头罩530熔化时，释放冷却流体360，以将前缘组件300的温度冷却或维持在多孔尖端500和/或外壁320的熔点或以下(例如，没有冷却流体360的流，直到机头罩530熔化)。因此，根据示例性实施例，机头罩530熔化时的预定临界温度低于前缘组件300的结构完整性开始劣化时的温度。尽管机头罩530被图示为与具有可变孔隙率的多孔尖端500一起使用，但是应当理解的是，这两个特征可以一起使用或彼此独立地使用。

根据图示的实施例，机头罩530在整个多孔尖端500上方延伸，例如，沿着周向方向C从第一壁区段322的前向端502延伸到第二壁区段324的前向端502。值得注意的是，根据示例性实施例，机头罩530对于冷却流体360的流是不可渗透的。因此，冷却流体360被包含在多孔尖端500、冷却剂储存器364和/或腔室342内，直到机头罩530熔化为止，这对应于需要冷却前缘组件300的时间。根据替代的实施例，机头罩530可以覆盖少于多孔尖端500的整个部分。例如，机头罩530可以仅覆盖第一多孔区域510的前向端332。替代地，机头罩530可以仅覆盖第二多孔区域512和第三多孔区域514。根据还有的其他实施例，机头罩530的厚度(可以基本上沿着径向方向R测量)可以根据沿着多孔尖端500的周向位置而变化。根据还有的其他实施例，机头罩530可以是被定位在流体通道350的出口354(例如，如图1所示)处的塞子。在这方面，例如，机头罩530可以至少部分地在流体通道350内延伸。可以对机头罩530进行其他变化和修改，同时保持在本主题的范围内。例如，应当理解的是，机头罩530可以通过用不同的材料填充孔隙以阻塞孔隙来制成，并且通过将分开的盖元件附接到前缘组件300等来形成机头罩530。

现在参考图5，前缘组件300可以包括后向隔板532，后向隔板532被定位在外壁320的后向端330并且基本垂直于纵向方向L延伸。如图所示，腔室342被封闭，并且被限定在后向隔板532、第一壁区段322、第二壁区段324和机头罩530之间。因此，腔室342可以是恒定体积的腔室或储存器。例如，后向隔板532可以连接至高超音速交通工具的其余部分，可以是可替换部件等。根据这样的示例性实施例，腔室342可以装载有冷却流体360。值得注意的是，当前缘组件300在高超音速操作期间变热时，机头盖530可以缓慢熔化，同时腔室342内的压力由于冷却液360的温度增加而增加。一旦前缘组件300的温度已经达到临界温度，机头罩530熔化掉，并且腔室342被充分加压，以驱动冷却流体360的流通过多孔尖端500，以冷却前缘组件300。

根据还有的其他实施例，多孔尖端500可以填充有当机头罩530熔化或烧蚀掉时从多孔尖端500渗出的材料。更具体地，根据示例性实施例，多孔尖端500可以填充有可以具有相对低的熔点的金属冷却流体360(例如，以固体形式)，使得填充多孔尖端500的孔隙的金属被构造成在诸如高超音速飞行操作的高温操作期间的高超音速推进发动机或高超音速飞行器的操作期间熔化。一旦填充多孔尖端500的孔隙的金属冷却流体360熔化，冷却流体360就可以以上面参考图4描述的类似方式流动通过多孔尖端500。

本发明的进一步的方面由以下条项的主题提供：

1.一种用于高超音速交通工具的前缘组件，所述前缘组件包括：外壁，所述外壁渐缩至前缘；至少一个流体通道，所述至少一个流体通道穿过所述外壁；冷却剂供应源，所述冷却剂供应源与所述至少一个流体通道流体连通，用于通过所述至少一个流体通道提供冷却剂流；和机头罩，所述机头罩至少部分地被定位在所述至少一个流体通道之上或之内，并且由所述前缘暴露于预定临界温度时会烧蚀或熔化的材料形成，所述机头罩被构造用于限制所述冷却剂流，直到所述机头罩被烧蚀或熔化掉。

2.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述机头罩至少部分地被定位在所述至少一个流体通道内。

3.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述外壁包括由一个或多个冷却剂储存器分开的第一壁区段和第二壁区段，其中所述机头罩一直围绕所述前缘从所述第一壁区段延伸至所述第二壁区段。

4.根据前述任一条项所述的前缘组件，进一步包括：后向隔板，其中所述一个或多个冷却剂储存器被限定在所述后向隔板、所述第一壁区段、所述第二壁区段和所述机头罩之间，并且其中所述一个或多个冷却剂储存器具有固定容积并装载有冷却剂，使得冷却剂压力随着所述前缘组件的操作温度的增加而增加。

5.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述至少一个流体通道是被限定成通过所述外壁的孔，所述孔从所述外壁的内表面上的入口延伸到所述外壁的外表面上的出口。

6.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述出口被定位在所述前缘处。

7.根据前述任一条项所述的前缘组件，进一步包括：多孔尖端，所述多孔尖端接合到所述外壁的前向端，并且朝向所述前缘向前延伸，其中所述至少一个流体通道被限定在所述多孔尖端内，并且所述冷却剂供应源与所述多孔尖端流体连通，用于通过所述多孔尖端提供冷却剂流。

8.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述多孔尖端包括在所述前缘处的第一多孔区域和在所述前缘下游的第二多孔区域，其中所述第一多孔区域的第一孔隙率大于所述第二多孔区域的第二孔隙率。

9.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述多孔尖端限定朝向所述前缘逐渐增加的孔隙率。

10.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述多孔尖端限定径向方向和周向方向，所述径向方向从所述多孔尖端的曲率中心延伸，所述多孔尖端包括沿着所述周向方向间隔开的多个多孔段，所述多个多孔段中的每个多孔段从所述多孔尖端的内表面延伸到所述多孔尖端的外表面，其中所述多个多孔段中的至少两个多孔段具有不同的孔隙率。

11.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中在所述多个多孔段中的至少一个多孔段内的孔隙率沿着所述径向方向而变化。

12.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述多个多孔段中的至少两个多孔段被内部屏障隔开。

13.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述机头罩对于所述冷却剂流是不可渗透的。

14.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述前缘组件被定位在所述高超音速交通工具的机翼、前锥体、发动机罩、发动机入口、机身或稳定器上。

15.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述冷却剂供应源包括：用于加压并供应所述冷却剂流的机械泵，或用于存储所述冷却剂流的加压罐。

16.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述外壁由铝、钛、铝化钛、钨、钨合金、镍超合金、难熔金属、单晶金属、陶瓷、陶瓷基复合材料或碳-碳复合材料中的至少一种构成。

17.根据前述任一条项所述的前缘组件，其中所述外壁一体地形成为单个整体式部件。

18.一种用于高超音速交通工具的前缘组件，所述前缘组件包括：外壁，所述外壁渐缩至前缘；至少一个流体通道，所述至少一个流体通道穿过所述外壁；和机头罩，所述机头罩至少部分地阻塞所述至少一个流体通道，并且由所述前缘暴露于预定临界温度时会烧蚀或熔化的材料形成，所述机头罩被构造用于限制所述冷却剂流，直到所述机头罩被烧蚀或熔化掉。

19.根据前述任一条项所述的前缘组件，进一步包括：冷却剂供应源，所述冷却剂供应源与所述至少一个流体通道流体连通，用于通过所述至少一个流体通道提供所述冷却剂流。

20.根据前述任一条项所述的前缘组件，进一步包括：多孔尖端，所述多孔尖端接合到所述外壁的前向端，并且朝向所述前缘向前延伸，其中所述至少一个流体通道被限定在所述多孔尖端内，并且所述机头罩被定位在所述多孔尖端上。

本书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及进行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他实例。如果这些其他实例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他实例旨在权利要求的范围内。