DE3320556A1 - Kuehlwand der verbundkuehlart fuer eine raketenbrennkammer und verfahren zu ihrer herstellung - Google Patents
Kuehlwand der verbundkuehlart fuer eine raketenbrennkammer und verfahren zu ihrer herstellungInfo
- Publication number
- DE3320556A1 DE3320556A1 DE19833320556 DE3320556A DE3320556A1 DE 3320556 A1 DE3320556 A1 DE 3320556A1 DE 19833320556 DE19833320556 DE 19833320556 DE 3320556 A DE3320556 A DE 3320556A DE 3320556 A1 DE3320556 A1 DE 3320556A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- cooling wall
- combustion chamber
- powder
- cooling
- sintered product
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F7/00—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression
- B22F7/06—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite workpieces or articles from parts, e.g. to form tipped tools
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/203—Heat transfer, e.g. cooling by transpiration cooling
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S60/00—Power plants
- Y10S60/909—Reaction motor or component composed of specific material
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Powder Metallurgy (AREA)
Description
Die Erfindung bezieht sich auf die Kühlwandausbildung
einer Raketenbrennkammer mit sehr hoher Kühlf ä'higkeit und auf ein Verfahren zu ihrer Herstellung.
Wenn der Verbrennungsdruck eines Triebwerks einer Flüssigkeitsrakete
sehr hoch ist, so stellt es keine Übertreibung dar, wenn man sagt, daß die Leistungsfähigkeit und Standzeit
des Triebwerks dadurch bestimmt werden, ob die Kühlung,
der Brennkammer gut oder schlecht ist. Es ist jedoch bekannt, daß das herkömmliche, mit Zwangskonvektion arbeitende
Kühlsystem in seinem Kühlvermögen beschränkt ist. Insbesondere ist es bei der wiederverwendbaren Bauart eines Hochleistungsraketentriebwerks
notwendig, das Küh!vermögen zu
igor:i
-im die
d^s
Tri 2V-:rl<s
bemüht man sich jedoch, das Kühlvermögen unter Anwendung des herkömmlichen Systems zu steigern, so führt das zu
einem vermehrten Druckverlust in den Kühlkanälsn sowie zu
3320558
einem erhöhten Gewicht des gesamten Raketentriebwerks,
was wiederum eine verminderte Leistungsfähigkeit des
Triebwerks zum Ergebnis hat.
Die oben angesprochenen sowie andere Probleme werden gemäß der Erfindung gelöst, wonach ein Kühlsystem geschaffen
wird, bei dem der verengte Bereich der Kühlwand einer mit Regenerativkühlung arbeitenden Raketenbrennkammer, in dem
die Wärmebelastung am höchsten ist, aus einem porösen Material gebildet und somi.t durch ein schwitzendes Kühlsystem,
d.h. ein Flüssigkeit durch Poren abgebendes Kühlsystem gekühlt wird, das eine viel höhere Kühlfähigkeit
als ein Zwangskonvektionssystem hat, und bei dem der übrige Teil, in dem die Wärmebelastung relativ niedrig ist, durch
die herkömmliche Zwangskonvektion gekühlt wird, so daß das gesamte Kühlsystem eine hohe Kühlwirkung hat, dabei
noch einen niedrigen Druckverlust in den Kühlkanälen aufweist und ferner zugleich die Forderung nach geringem Gewicht
sowie langer Standzeit oder Lebensdauer des Triebwerks erfüllt.
Die Erfindung zeigt auch ein Verfahren zur Herstellung der Kühlwand einer Brennkammer eines Raketentriebwerks gemäß
obigem Aufbau auf, das die folgenden Schritte umfaßt:
Anfüllen eines dem verengten oder eingezogenen Bereich der
Brennkammer entsprechenden Teils eines Raumes zwischen einem Kern von zur Innengestaltung der Brennkammer gleicher
äußerer Gestaltung und einem Drucksack mit metallurgischem
Pulver von grober Partikelgröße und Anfüllen des anderen Teils dieses Raumes mit metallurgischem Pulver von feiner
Partikelgröße, Druckverformen des Pulvers von grober und
des Pulvers von feiner Partikeigröße und Sintern des aus den druckverformen Pulvern gepreßten KörDsrs als Ganzes.
co Der Erfindungsgegenstand wird anhand der Zeichnungen erläutert.
Es zeigen:
-η.
Fig. 1 eine teilweise geschnittene Seitenansicht der Raketenbrennkammer
der Verbundkühlbauart; Fig. 2 einen lotrechten Querschnitt bzw. eine Frontansicht
der Brennkammer von Fig. 1; Fig. 3 eine schematische Darstellung zur Erläuterung eines
Verfahrens zur Herstellung einer Kühlwand für die Verbundkühlart;
Fig. 4 bis 6 schematische Darstellungen zur Erläuterung
des Herstellungsverfahrens für eine mit Verbundkühlung
arbeitende Kühlwand in gekehlter Ausführung für eine Raketenbrennkammer.
In den Fig. 1 und 2 sind eine Kühlwand 1 mit Kehlen 2, die Kühlkanäle bilden, und ein Außenmantel oder -zylinder 3
zu erkennen. Die Kühlwand 1 weist einen Abschnitt 1' aus hoch wärmeleitfähigem Material, wie z.B. Kupfer, und einen
aus porösem Material gebildeten schwitzenden Abschnitt 1", d.h. einen Flüssigkeit durch Poren abgebenden Abschnitt
auf, und dieser Abschnitt ist der verengte oder eingezogene Bereich der Brennkammer.
Wenn ein Kühlmittel, wie flüssiger Brennstoff, in die Brennkammer von derartiger Ausbildung eingeführt wird,
so wird das Kühlmittel vom porösen Material des eingezogenen Abschnitts 1" in den verengten Teil, in dem die Wärmebelastung
hoch ist, extrahieren und dahin wirken, die latente Vergasungswärme aufzunehmen sowie eine direkte Berührung
der Innenwand 1 der Einziehung durch die heißen Verbrennungsgase zu verhindern, wodurch die Wärmebelastung
in diesem Abschnitt auf die Größenordnung von einigen Zehnteln bis zu einem Hundertstel derjenigen bei einem
Kühlsystem nach dem Stand der Technik herabgesetzt wird.
Andererseits werrien dia ieben dem vc-rengien Abschnitt 1"
öo liegende Abschnitte Γ durch die herkömmliche Zwangskonvektion
gekühlt, und deshalb wird es, wenn bei dem Raketentriebwerk ein BrennstoffVersorgungssystem,wie ein zwei-
332055ο
ι stufiger Verbrennungszyklus oder ein Expansionszyklus, zur
Anwendung kommen, möglich, dem Kühlmittel durch Einregein
der wärmeaufnehmenden Fläche eine notwendige Wärmemenge
zu übermitteln. Das bedeutet, daß die Raketenbrennkammer gemäß der Erfindung als eine solche bezeichnet werden kann,
die sowohl den Vorzug der schwitzenden Kühlung ("Verdunstungskühlung") wie auch denjenigen der Zwangskonvektionskühlung
bietet.
Wie bereits erwähnt wurde, kann die Siühlwand 1 „ die zum
Teil unterschiedliche Beschaffenheiten aufweist, als Ganzes in der folgenden Weise hergestellt werden.
Gemäß Fig. 3 werden der Teil C des Raumes zwischen
einem Kern 5, welcher eine der inneren Gestaltung der Brennkammer gleiche Außengestaltung hat, und einem Drucksack 6
mit Elektrolytkupferpulver von sehr feiner Partikelgröße - in der Größenordnung von 150 bis 400 Maschen - , der
Teil B des Raumes, der dem schwitzenden Abschnitt 1" entsprichts.mit
Elektrolytkupferpulver von grober Partikelgröße und der Teil A des Raumes mit Elektrolytkupferpulver von
150 bis 400 Maschen angefüllt. Diese Zusammenstellung wird
beispielsweise nach einem hydrostatischen Druckverfahren
druckverformt, worauf der Kern entfernt und der restliche Teil gesintert wird, um auf diese Weise die Kühlwand zu
erhalten.
Die Partikeigröße des den Teil B, also den schwitzenden Abschnitt 1" anfüllenden Kupferpulvers ist entsprechend
der konstruktiven Auslegung der Brennkammer variabel,
und in manchen Fällen können mit dem KUpferpulver, um dessen
Festigkeit zu erhöhen, Metallfasern vermischt werden.
Dia K.-jhiv/anu 1 wird zu einer vorbestimmten Gestalt f^rtigjD
bearbeitet, worauf, um Kehlen 2 trennende Stege oder Wände 4 zu bilden, der gesamte Raum zwischen der Kühlwand 1
sowie dem Drucksack 6 wieder mit KUpferpulver von 150 bis
J O Z υ O O
400 Maschen angefüllt wird, wie Fig. 4 zeigt, und die Kühlwand druckverformt sowie gesintert wird. Die äußere
Schicht 7 der so ernaltenen Kühlwand wird dann mit Kehlen 2 mit geringfügig in die Kühlwand 1 einschneidender Tiefe,
wie Fig. 5 zeigt, versehen, worauf die Innen- und Außenflächen des schwitzenden Abschnitts 1" geätzt werden, um
die poröse Oberfläche freizulegen.
Anschließend werden, wie Fig. 6 zeigt, die Kehlen 2 mit
einem Füllstoff 8, z.B. Paraffinwachs» angefüllt, worauf
der Raum zwischen der äußeren Schicht der Kühlwand und dem Drucksack 6 wiederum mit feinem Kupferpulver 9 angefüllt
wird; anschließend wird die Kühlwand in der vorher beschriebenen Weise preßverformt und gesintert. Während des
Sintervorgangs verdampft das die Kehlen füllende Paraffinwachs, und es wird eine Brennkammer erhalten, bei der die
die Kehlen trennenden Stege 4 fest mit dem Außenmantel 3 verbunden sind.
Das Verfahren zur Herstellung der Kühlwand 1 ist nicht
auf die oben beschriebene Ausführungsform beschränkt,
sondern der Abschnitt 1' aus hoch wärmeleitfähigem Material
kann aus Kupfer oder Kupferlegierung durch herkömmliche maschinelle Bearbeitung, gefertigt und dann an vorbestimmter
Stelle an einem Kern angebracht werden, welcher eine der Innenausgestaltung .-der Brennkammer gleiche äußere Gestalt
hat, und es kann lediglich der eingezogene Teil B nach dem pulvermetallurgisehen Verfahren gebildet werden. Alternativ
kann der getrennt geformte schwitzende Abschnitt 1" mit dem hoch wärnteleitf ähigen Abschnitt 11 verbunden werden,
worauf die fehlen trennende Stege in der gleichen
Weise, die eben ..beschrieben wurde, ausgebildet werden können
und dann der Äußenrnantel beschichtet werden kann. Q';^ be-'ieiiüet, oaü :.;'■ Kühlwana rje-r:· 3ιπ?ή vv-ί v^.-'sch iv.ie-
J'~ nen Herstellungsverfahren gefertigt werden kann.
O O O f JT Γ f*
J J Z υ O D b
ι Das Herstellungsverfahren wurde in der Hauptsache
unter Verwendung von Kupfer als poröses Material für den schwitzenden Abschnitt 1" beschrieben. Da jedoch KUpfer
selbst ein Material mit relativ niedrigem Schmelzpunkt ist, ist die zum Schutz der Kühlwand erforderliche Menge an
Feuchtigkeit (durch Schwitzen) relativ groß. Falls diese Feuchtigkeitsmenge zu groß ist, kann sie die Leistungsfähigkeit
des Triebwerks benachteiligen. Deshalb wird, wenn ein Metall mit hohem Schmelzpunkt oder Keramikwerkstoff
hauptsächlich als das den schwitzenden Abschnitt 1" bildende Material verwendet wird, obwohl das technisch mehr oder
weniger hohe Anforderungen stellt, die Menge an Feuchtigkeit weitgehend vermindert. Ein solches Material mit hohem
Schmelzpunkt ist üblicherweise sehr hart und schwierig maschinell zu bearbeiten. Jedoch wird dann, wenn auf die
Pulvermetallurgie gemäß der Erfindung zurückgegriffen wird,
der Vorteil, daß diese Schwierigkeit überhaupt keine Rolle spielt, erreicht.
Claims (9)
- Patentansprüche/Kühlwand einer Brennkammer eines Raketentriebwerks, dadurch gekennzeichnet, daß der eingezogene Abschnitt (1") der Kühlwand (1) aus einem porösen Material mit Flüssigkeit durch Poren abgebender Kühlwirkung gebildet ist.
- 2. Kühlwand nach Anspruch 1, dadurchgekennzeichnet, daß andere Abschnitte (Γ) als der eingezogene Abschnitt (1") der Kühlwand (1) aus einem nicht-porösen Material gebildet und durch Zwangskonvektion gekühlt sind.
- 3. KühlwaTJ nach Anspruch 1, dadurch-j ü kennzeichnet, -:iaß der eingezogene Anschnitt der Kühlwand ein Sintererzeugnis aus einem Pulver von grober Partikelgröße ist.
- 4. Kühlwand nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Sintererzeugnis aus Elektrolytkupferpulver gebildet ist.
- 5. Kühlwand nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Sintererzeugnis aus Elektrolytkupferpulver Metallfasern enthält.
- 6. Kühlwand nach Anspruch 3, dadurchgekennzeichnet, daß das Sintererzeugnis aus einem Pulvermaterial mit hohem Schmelzpunkt gebildet ist.
- 7. Kühlwand nach Anspruch 6, dadurchgekennzeichnet, daß das Sintererzeugnis ein keramisches ist.
- 8. Kühlwand nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß in der Oberfläche der Kühlwand von einem Kühlmittel durchströmte Kehlen (2) ausgebildet sind und ein Außenmantel (3) mit dem Außenumfang der Kühlwand (1) verbunden ist.
- 9. Verfahren zur Herstellung der Kühlwand der Brennkammer eines Raketentriebwerks nach Anspruch 1, gekennzei chnet- durch Anfüllen eines dem eingezogenen Abschnitt der Brennkammer entsprechenden Teils (B) eines zwischen einem Kern (5) von zur Innengestaltung der Brennkammer gleicher äußerer Gestaltung und einem Drucksack (6) bestimmten Raumes mit einem metallurgischen Pulver von grober Partikelgröße und Anfüllen des anderen Teils (A, C) dieses Raumes mit metallurgischem Pulver von fiina^ ?arti<eiqrö3e,durch Druckverformen des Pulvers von grober und des Pulvers von feiner Partikelgröße und durch Sintern des aus den druckverformten Pulvern gepreßten Körpers als Ganzes.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP57098356A JPS58214652A (ja) | 1982-06-08 | 1982-06-08 | 複合冷却ロケツト燃焼器 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3320556A1 true DE3320556A1 (de) | 1983-12-08 |
Family
ID=14217605
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19833320556 Withdrawn DE3320556A1 (de) | 1982-06-08 | 1983-06-07 | Kuehlwand der verbundkuehlart fuer eine raketenbrennkammer und verfahren zu ihrer herstellung |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4703620A (de) |
JP (1) | JPS58214652A (de) |
DE (1) | DE3320556A1 (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3436419A1 (de) * | 1983-10-07 | 1985-05-02 | Yoshimichi Chigasaki Kanagawa Masuda | Verfahren zur herstellung von raketenbrennkammern |
WO1999004156A1 (de) * | 1997-07-17 | 1999-01-28 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Brennkammer und verfahren zur herstellung einer brennkammer |
EP4134539A1 (de) * | 2021-08-09 | 2023-02-15 | ArianeGroup GmbH | Raketentriebwerksabschnitt mit porösem innenwandteil und verfahren zum herstellen eines raketentriebwerksabschnitts |
Families Citing this family (28)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0659502B2 (ja) * | 1987-03-26 | 1994-08-10 | 宇宙科学研究所長 | ロケット用高圧燃焼器の燃焼室及びその製造方法 |
US4928755A (en) * | 1988-05-31 | 1990-05-29 | Doty Scientific, Inc. | Microtube strip surface exchanger |
US6582542B1 (en) | 1999-07-07 | 2003-06-24 | Mark C. Russell | Method of producing a channeled wall fluid control apparatus |
RU2171388C2 (ru) * | 1999-08-20 | 2001-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Камера жидкостного ракетного двигателя |
RU2179499C2 (ru) * | 1999-08-20 | 2002-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Способ получения пористых изделий заданной проницаемости и конфигурации |
US6606851B1 (en) | 2000-09-08 | 2003-08-19 | Joseph Roger Herdy, Jr. | Transpiration cooling of rocket engines |
US6783824B2 (en) * | 2001-01-25 | 2004-08-31 | Hyper-Therm High-Temperature Composites, Inc. | Actively-cooled fiber-reinforced ceramic matrix composite rocket propulsion thrust chamber and method of producing the same |
KR100433244B1 (ko) * | 2001-03-28 | 2004-05-24 | 대한소결금속 주식회사 | 압축기용 플랜지의 제조 방법 |
FR2836699B1 (fr) * | 2002-03-04 | 2005-02-11 | Eads Launch Vehicles | Moteur de fusee |
US6802179B2 (en) | 2002-12-02 | 2004-10-12 | Aerojet-General Corporation | Nozzle with spiral internal cooling channels |
US7332123B2 (en) * | 2002-12-27 | 2008-02-19 | General Electric Company | Method for manufacturing composite articles and the articles obtained therefrom |
US6799417B2 (en) * | 2003-02-05 | 2004-10-05 | Aerojet-General Corporation | Diversion of combustion gas within a rocket engine to preheat fuel |
US7213392B2 (en) * | 2003-06-10 | 2007-05-08 | United Technologies Corporation | Rocket engine combustion chamber |
KR100717376B1 (ko) | 2004-12-29 | 2007-05-10 | 한국항공우주연구원 | 고압액체로켓엔진용 재생냉각 연소실 |
US7464537B2 (en) * | 2005-04-04 | 2008-12-16 | United Technologies Corporation | Heat transfer enhancement features for a tubular wall combustion chamber |
DE102005036137A1 (de) * | 2005-07-26 | 2007-02-01 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
US8572946B2 (en) | 2006-12-04 | 2013-11-05 | Firestar Engineering, Llc | Microfluidic flame barrier |
EP2092183A4 (de) * | 2006-12-04 | 2013-03-27 | Firestar Engineering Llc | Zündungsintegrierter injektorantriebskopf mit rückschlagssperre |
US8230673B2 (en) * | 2006-12-04 | 2012-07-31 | Firestar Engineering, Llc | Rocket engine injectorhead with flashback barrier |
AU2008323666A1 (en) * | 2007-11-09 | 2009-05-14 | Firestar Engineering, Llc | Nitrous oxide fuel blend monopropellants |
JP5711665B2 (ja) * | 2008-12-08 | 2015-05-07 | ファイアースター エンジニアリング,エルエルシー | 多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケット |
FR2947871B1 (fr) * | 2009-07-09 | 2011-11-25 | Snecma | Barriere anti-condensation sur circuit regeneratif |
WO2011091162A1 (en) * | 2010-01-20 | 2011-07-28 | Firestar Engineering, Llc | Insulated combustion chamber |
US20110219742A1 (en) * | 2010-03-12 | 2011-09-15 | Firestar Engineering, Llc | Supersonic combustor rocket nozzle |
CN108825406A (zh) * | 2018-08-29 | 2018-11-16 | 北京航天动力研究所 | 一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构 |
CN109807338B (zh) * | 2019-01-25 | 2021-04-13 | 航天材料及工艺研究所 | 一种铼铌复合喷管的分段式制备方法 |
CN114165362A (zh) * | 2021-11-08 | 2022-03-11 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 液体火箭发动机燃烧室复合成形方法 |
CN114233516B (zh) * | 2021-12-23 | 2023-05-09 | 南京航空航天大学 | 一种具有再生冷却功能的复合材料爆震发动机燃烧室结构 |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE959423C (de) * | 1951-03-21 | 1957-03-07 | Carborundum Co | Vorrichtung zur Verbrennung von fluessigen und festen Brennstoffen, insbesondere in Strahltriebwerken od. dgl. |
DE1273907B (de) * | 1966-10-27 | 1968-07-25 | Boelkow Gmbh | Thermisch hochbeanspruchte Bauteile, wie Raketenbrennkammern, mit Schwitzkuehlung und Verfahren zu deren Herstellung |
US3910039A (en) * | 1972-09-14 | 1975-10-07 | Nasa | Rocket chamber and method of making |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2956399A (en) * | 1956-11-16 | 1960-10-18 | Clair M Beighley | Fluid cooled homogeneous ceramic rocket motor wall structure |
US3103885A (en) * | 1959-08-31 | 1963-09-17 | Mclauchlan James Charles | Sweat cooled articles |
US3115746A (en) * | 1960-07-18 | 1963-12-31 | Lockheed Aircraft Corp | Hydrogen transpiration cooling of a high temperature surface using a metal hydride asthe coolant material |
US3153320A (en) * | 1962-11-08 | 1964-10-20 | Gen Motors Corp | Cooled rocket nozzle design |
US3460759A (en) * | 1967-03-07 | 1969-08-12 | Nasa | Combustion chamber |
US3516254A (en) * | 1967-09-11 | 1970-06-23 | United Aircraft Corp | Closed-loop rocket propellant cycle |
US3802849A (en) * | 1969-01-31 | 1974-04-09 | Toyoda Chuo Kenkyusho Kk | Method for making a sintered body having integral portions of different density |
DE2145006C3 (de) * | 1971-09-09 | 1974-01-31 | Sintermetallwerk Krebsoege Gmbh, 5608 Krebsoege | Verfahren und Vorrichtung zum Herstellen von Formkörpern mit Wandöffnungen oder -schlitzen durch isostatisches Pressen von Pulvern |
US3780533A (en) * | 1972-05-17 | 1973-12-25 | Us Air Force | Composite wall for a regeneratively cooled thrust chamber of a liquid propellant rocket engine |
DE2418841C3 (de) * | 1974-04-19 | 1979-04-26 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Wärmetauscher, insbesondere regenerativ gekühlte Brennkammern für Flüssigkeitsraketentriebwerke und Verfahren zu ihrer Herstellung |
US4094672A (en) * | 1975-12-22 | 1978-06-13 | Crucible Inc. | Method and container for hot isostatic compacting |
SE411306B (sv) * | 1976-01-28 | 1979-12-17 | Severinsson Lars M | Form avsedd att anvendas for formning av formbart material och sett att framstella sadan form |
US4311433A (en) * | 1979-01-16 | 1982-01-19 | Westinghouse Electric Corp. | Transpiration cooled ceramic blade for a gas turbine |
US4268765A (en) * | 1979-02-28 | 1981-05-19 | Westinghouse Electric Corp. | Transpiration cooled electrodes and insulators for MHD generators |
US4314794A (en) * | 1979-10-25 | 1982-02-09 | Westinghouse Electric Corp. | Transpiration cooled blade for a gas turbine engine |
-
1982
- 1982-06-08 JP JP57098356A patent/JPS58214652A/ja active Granted
-
1983
- 1983-06-07 DE DE19833320556 patent/DE3320556A1/de not_active Withdrawn
-
1987
- 1987-02-24 US US07/018,790 patent/US4703620A/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE959423C (de) * | 1951-03-21 | 1957-03-07 | Carborundum Co | Vorrichtung zur Verbrennung von fluessigen und festen Brennstoffen, insbesondere in Strahltriebwerken od. dgl. |
DE1273907B (de) * | 1966-10-27 | 1968-07-25 | Boelkow Gmbh | Thermisch hochbeanspruchte Bauteile, wie Raketenbrennkammern, mit Schwitzkuehlung und Verfahren zu deren Herstellung |
US3910039A (en) * | 1972-09-14 | 1975-10-07 | Nasa | Rocket chamber and method of making |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3436419A1 (de) * | 1983-10-07 | 1985-05-02 | Yoshimichi Chigasaki Kanagawa Masuda | Verfahren zur herstellung von raketenbrennkammern |
WO1999004156A1 (de) * | 1997-07-17 | 1999-01-28 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Brennkammer und verfahren zur herstellung einer brennkammer |
US6151887A (en) * | 1997-07-17 | 2000-11-28 | Deutsches Zentrum Fuer Luft- Und Raumfahrt E.V. | Combustion chamber for rocket engine |
EP4134539A1 (de) * | 2021-08-09 | 2023-02-15 | ArianeGroup GmbH | Raketentriebwerksabschnitt mit porösem innenwandteil und verfahren zum herstellen eines raketentriebwerksabschnitts |
US11988171B2 (en) | 2021-08-09 | 2024-05-21 | Arianegroup Gmbh | Rocket engine section having a porous inner wall portion and method for manufacturing a rocket engine section |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPS6132495B2 (de) | 1986-07-28 |
JPS58214652A (ja) | 1983-12-13 |
US4703620A (en) | 1987-11-03 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3320556A1 (de) | Kuehlwand der verbundkuehlart fuer eine raketenbrennkammer und verfahren zu ihrer herstellung | |
DE60100323T2 (de) | Zündkerze für Verbrennungsmotoren und ihr Herstellungsverfahren | |
DE4105657C2 (de) | Gleit- bzw. Schiebematerial und Verfahren zu seiner Herstellung | |
DE3843691C3 (de) | Mechanische Dichtung mit einem mit Poren durchsetzten Material und Verfahren zum Herstellen desselben | |
EP2870328B1 (de) | Hochwärmeleitender ventilsitzring | |
DE2737248A1 (de) | Bauteil hoher festigkeit mit komplizierter geometrischer form und verfahren zu dessen herstellung | |
DE3621184A1 (de) | Schichtwerkstoff sowie verfahren zu seiner herstellung durch vakuum-plasma-spritzen | |
DE3607427A1 (de) | Verfahren zur herstellung des kolbens einer verbrennungskraftmaschine sowie dieser kolben | |
DE19616838B4 (de) | Brennkammer mit Schwitzkühlung | |
DE1583748A1 (de) | Herstellung von poly-poroesen Mikrostrukturen | |
DE3320557C2 (de) | Verfahren zur Herstellung der Kühlwand einer Raketenbrennkammer und Verwendung derselben | |
DE4308612C2 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Werkstoffs mit hoher Warmfestigkeit aus einer Legierung auf Aluminium-Basis und Verwendung des so hergestellten Werkstoffs | |
DE3150133A1 (de) | Verfahren zum schutz der behaelterwaende eines metallhydridspeichers vor deformation | |
DE4232432A1 (de) | Pulvermetallurgisches Pleuel und Verfahren zu seiner Herstellung | |
DE1816118A1 (de) | Verfahren zur Herstellung von Tiefenfiltermitteln | |
DE112008000859T5 (de) | Mehrteilige dünnwandige Metallpulver-Zylinderbuchse | |
DE3117091C2 (de) | ||
DE102020212056A1 (de) | Gleitelement | |
DE3806236C1 (en) | Method for the production of powder-forged components | |
DE102019115876A1 (de) | Additive fertigung unter verwendung von zwei oder mehr quellen von zerstäubten metallpartikeln | |
DE102005006879B4 (de) | Kolben für Arbeits- oder Kraftmaschinen | |
DE3843712C2 (de) | Titanborid-Keramikmaterial und Verfahren zu seiner Herstellung | |
DE2357094A1 (de) | Lagerwerkstoff | |
DE3206980C2 (de) | Verfahren zum Herstellen eines Kolbenringes | |
DE112017007022T5 (de) | Verfahren zur herstellung einer sinterkomponente und sinterkomponente |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
8130 | Withdrawal |