JP2004518059A - ロケットエンジン部材並びにロケットエンジン部材の製造方法 - Google Patents
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Abstract
Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、複数の冷却チャネルを含む荷重担持壁構造を有する液体燃料ロケットエンジン部材に関する。
【0002】
【従来の技術】
運転の際、ノズルまたは燃焼室のようなロケットエンジン部材壁構造は、例えばその内側における非常に高い温度(概略的には絶対温度800度)およびその外側における非常に低い温度(概略的には絶対温度50度)という形態を採る、非常に高い応力に曝される。この高い熱負荷の結果として、壁構造の材料選択、設計および製造に関しては、厳しい要求事項が課せられる。少なくとも、壁構造を効果的に冷却する必要がある。
【0003】
【発明が解決しようとする課題】
その課題は、高温排気ガスを収容し且つそれを加速することが可能であり、これを多数の運転サイクルにわたって確実な様式で実行することもまた可能である冷却壁構造を構築することにある。現在の解決策は、多数の運転サイクルにわたって必要とされる十分に長い運転寿命を有するものではない。現在のシステムは、大きな熱応力を生成し、大きな圧力降下を包含し、或いは修理が必要な際に困難を提示するのである。
【0004】
【課題を解決するための手段】
従って、本発明の1つの目的は、荷重担持壁構造における熱負荷を削減したロケットエンジン部材を設けることにある。
【0005】
これは、荷重担持壁構造よりも高い熱伝導率を備えた材料が前記壁構造に対して貼付されたことを特徴とする、本発明に従った部材によって達成される。
【0006】
本発明の結果として、ロケットエンジン部材は、高い圧力処理能力、長い周期的な寿命、更には有益な面積比率をも提示するようにして、製造されることが可能である。
【0007】
本発明の有益な実施例は、添付の従属的な請求項から導き出されることが可能である。
【0008】
本発明は、以下において、添付図面を参照して非限定的な様式で更に説明されることになる。
【0009】
【発明の実施の形態】
図1は、本発明に従って製造された出口ノズル10の概略的且つ幾分か簡略化した斜視図を示している。ノズルは、例えば液体水素のような液体燃料を使用する形式のロケットエンジン用として意図されている。そのようなロケットエンジンの作用は、それ自体としては以前から周知であり、従って、ここでは詳細には説明されないものとする。ノズル10は、好適には特定のロケットエンジンでは燃料としても使用される冷却媒体の支援を受けて冷却される。しかしながら、本発明は、出口ノズルまたはこの形式の出口ノズルに対して限定されるものではなく、ロケット燃焼室用または冷却媒体が冷却のために使用された後に放出されるような事例において使用されることもまた可能である。
【0010】
出口ノズルは、実質的に鐘形状である外側形状を備えて製造される。従って、ノズル10は、回転の軸を有する回転体と前記軸に沿って直径が変化する横断面とを形成する。
【0011】
ノズル壁は、ノズルの入口端部12からその出口端部13までノズルの長手方向軸に対して実質的に平行に延在する複数の相互隣接管状冷却チャネル11を含む構造である。その構造の外側は、連続的なシートメタル壁14を包含する。管状冷却チャネル11は、ノズルの輪郭に対して整合するようにして長手方向に湾曲されるものであり、それらは、ノズル壁に沿って軸方向に方向付けされ、この位置において、溶接によって金属壁に対して接合される。それらの溶接部は、好適には、外側からのレーザ溶接によって形成される。このアセンブリは、壁構造の冷却側面におけるすべての接合部によって漏れ防止ノズルを形成する。
【0012】
図2および図3に従った実施例における冷却チャネル11は、可変的な横断面を有する円形管15である。それらの管15は、継目無しであることも可能であり、ノズルの入口端部12においてその反対側の端部よりも小さな横断面を有する。
【0013】
図2は、壁構造の断面を示している。その壁の内側は、シートメタル壁14から管15への熱伝達を増大させるようにして、熱伝導性材料17によって被覆されることになった。これは、各々の管15が周囲の大部分を冷却することを可能にするものであり、従って、利用可能な個数の冷却チャネルは、より大きな直径を冷却することが可能である。それと同時に、それらのチャネルの断面積は、かなり小さいことも可能である。このようにすれば、冷却チャネルの圧力処理能力は、高いものであることが可能である。例えば銅または銀のような伝導性材料がそのキャビティを完全に満たす事例では、非常に高い圧力および高い面積比率を達成することが実行可能である。熱伝導性材料は、壁構造の内側と前記冷却管15の間とに配置される。
【0014】
伝導性材料を貼付するプロセスは、ロウ付けまたはレーザ焼結を包含することが可能である。冷却チャネルの間における空間の中に伝導性材料を導入すれば、チャネルの間隔を増大させることが可能であり、それによって、圧力処理能力を維持させるために冷却チャネル横断面を余りにも大きく増大させることなく、大きなノズル面積比率を達成することもまた可能である。
【0015】
図3は、U形状の翼形18が上述の円形管15の代りに使用される第2の実施例を示している。それらの翼形は、可変的な横断面および可変的な材料の厚さを有する。それらの翼形は、シートメタル・ストリップをプレス成形することによって製造される。通常、それらの翼形は、必要な強度および製造実現可能性を提供するようにして、ステンレス鋼および超合金で製造される。ロケット要素のそれらの部分の寿命予測は、これらの材料が低い熱伝達処理能力を有するので、高い熱負荷に曝される。本発明に拠れば、これは、火炎に対して壁が露出する面積を削減する熱伝導性材料17の使用によって回避される。更に、熱に曝されるチャネル翼形の表面は、熱伝導性材料が熱をチャネル翼形の大部分に分配するので、増大する。これらの両者の方策は、併せて或いは独立して、チャネル翼形の面積単位当たりの入熱を削減する。実際には、入熱は、凡そ20から30%だけ削減されるのであり、この入力は、図示形状に従って(凡そ50%)増大した表面積の全体にわたって分配される。
【0016】
熱伝導性材料は、隣接冷却管15の間における壁の内側に配置されるものであり、より詳細には、部材10の内部に面する冷却チャネル壁の表面上に配置される。更に、材料は、壁構造の外側において層19としても貼付される。
【0017】
翼形の厚さにおける変動は、ノズルの長さに対して適応される。それらの翼形の表面または厚さの配分は、冷却または歪み配分を向上させるようにして修正されることもまた可能である。熱伝導性材料17は、翼形18を完全にカバーするに足るほど十分に厚いものである。更に、壁部分の外側もまた、例えば銅のような熱伝導性材料の層19によって被覆されることになった。
【0018】
上述のような構造は、ステンレス鋼およびニッケルベース合金のようなロケットエンジン・ノズル管用の一般的な材料で構築することが実行可能である。ノズル延長部は、その熱負荷が限定的であるので、より少ないコストで構築されることが可能であろう。
【0019】
本発明に従ったノズル構造の回転対称的な表面は、それ自体が剛性を提示するものであり、必要に応じて、容易な様式における補強材の貼付をも許容する。
【0020】
その燃料ロケットエンジンを製造する方法が、以下で説明されることになる。冷却チャネル管15または翼形部材18の形態を採る複数の伸長した要素が、ロケットエンジン部材の第1端部12からその第2端部13まで延在するようにして、互いに実質的に平行且つ隣接して配置される。伸長した要素の各々は、溶接によってその内側における湾曲したシートメタル壁に対して貼付され、それによって、前記壁構造を形成する。前記シートメタル壁は、ロケットエンジン部材の外側ケーシングを形成する。
【0021】
その後、壁構造14,15の材料よりも高い熱伝導率を備えた材料17が、前記壁構造に対して貼付される。材料17は、壁構造14,15の内側に対して貼付される。材料17は、冷却チャネル11の間に対して貼付され、2つの隣接冷却チャネル15の壁に接触して配置され、それらの間における接続部を形成する。
【0022】
その材料は、様々な様式で貼付されることが可能である。好適な1つの方法に拠れば、粉体の形態を採る材料が、前記壁構造に対してレーザ焼結される。好適には、粉体の第1の層が、2つの伸長した隣接部材の間に対して設けられ、その後、その層が、レーザビームに対して曝される。その後、第2の層がレーザ焼結された第1の層の頂部に設けられ、その後、その第2の層が、レーザビームに対して曝される。このプロセスは、適当な回数だけ反復される。レーザ焼結方式は、伸長した要素の間においてレーザビームによってシートメタルに対して全面的に到達することが可能である、図3において示された実施例の場合に特に好適である。
【0023】
ロウ付けおよび鋳込みのようなその他の溶融プロセスもまた、その材料を壁構造に対して貼付するために使用することが実行可能である。
【0024】
本発明は、上述の実施例に対して限定されるものでなく、幾つかの修正が、添付請求項の範囲内において実行可能である。例えば、改良した冷却壁構造は、丸型および直線型のエアロスパイクエンジンのような外部膨張エンジンに対して貼付されることもまた可能である。
【図面の簡単な説明】
【図1】
本発明に従った壁構造を有するロケットノズルを示す概略的な斜視図である。
【図2】
本発明の第1の実施例に従った壁構造部分を示している、図1の線A−Aに沿った部分断面図である。
【図3】
本発明の第2の実施例に従ったノズルの入口端部における冷却チャネルを示している、図2において示されたものに対応する部分断面図である。
Claims (25)
- 複数の冷却チャネル(11)を含む荷重担持壁構造(14,15)を有する液体燃料ロケットエンジン部材(10)であって、
荷重担持壁構造(14,15)よりも高い熱伝導率を備えた材料(17)が、前記壁構造に対して貼付されたことを特徴とする、
前記液体燃料ロケットエンジン部材(10)。 - 材料(17)が、壁構造(14,15)の内側に対して貼付されたことを特徴とする、請求項1に記載の部材。
- 材料(17)が、冷却チャネル(11)の間に対して貼付されたことを特徴とする、請求項1または2に記載の部材。
- 材料(17)が、2つの隣接冷却チャネル(15)の壁に接触して配置され、それらの間における接続部を形成することを特徴とする、請求項3に記載の部材。
- 材料(17)が、部材(10)の内部に面する冷却チャネル壁の表面上に配置されることを特徴とする、請求項1から4のいずれか1つに記載の部材。
- 材料(17)が、少なくとも部分的に、冷却チャネル(11)の壁を取り囲むことを特徴とする、請求項1から5のいずれか1つに記載の部材。
- 材料(17)が、更に、壁構造(14,15)の外側において層(19)としても位置決めされることを特徴とする、請求項1から6のいずれか1つに記載の部材。
- 材料(17)が銅を含むことを特徴とする、請求項1から7のいずれか1つに記載の部材。
- 材料(17)が銀を含むことを特徴とする、請求項1から8のいずれか1つに記載の部材。
- 材料(17)が、ロウ付けによって貼付されたことを特徴とする、請求項1から9のいずれか1つに記載の部材。
- 材料(17)が、レーザ焼結によって貼付されたことを特徴とする、請求項1から9のいずれか1つに記載の部材。
- 壁構造の外側が、湾曲したシートメタル壁(14)を包含し、冷却チャネル(11)が、シートメタル壁に対して長手方向に貼付されることを特徴とする、請求項1から11のいずれか1つに記載の部材。
- 材料(17)が、シートメタル壁(14)に接触して配置されることを特徴とする、請求項12に記載の部材。
- 材料が、1つの冷却チャネルの壁から隣接冷却チャネルの壁までシートメタル壁(14)に対して実質的に連続して接触する表面を形成することを特徴とする、請求項13に記載の部材。
- 液体燃料ロケットエンジン部材(10)を製造する方法であって、
複数の冷却チャネル(15)を互いに隣接させて配置し、少なくとも部分的に部材の壁構造を形成し、
壁構造(14,15)の材料よりも高い熱伝導率を備えた材料(17)を前記壁構造に対して貼付する各ステップを含むことを特徴とする、
前記液体燃料ロケットエンジン部材(10)を製造する方法。 - 材料(17)が、壁構造(14,15)の内側に対して貼付されたことを特徴とする、請求項15に記載の方法。
- 材料(17)が、冷却チャネル(11)の間に対して貼付されたことを特徴とする、請求項15または16に記載の方法。
- 材料(17)が、2つの隣接冷却チャネル(15)の壁に接触して配置され、それらの間における接続部を形成することを特徴とする、請求項15、16または17に記載の方法。
- 材料(17)が、部材(10)の内部に面する冷却チャネル壁の表面上に配置されることを特徴とする、請求項15から18のいずれかに記載の方法。
- 材料(17)が、更に、壁構造(14,15)の外側において層(19)としても位置決めされることを特徴とする、請求項15から19のいずれかに記載の方法。
- 材料(17)が、溶融プロセスによって貼付されることを特徴とする、請求項15から20のいずれかに記載の方法。
- 材料(17)が、ロウ付けによって貼付されることを特徴とする、請求項21に記載の方法。
- 材料(17)が、鋳込みによって貼付されることを特徴とする、請求項21に記載の方法。
- 材料(17)が、レーザ焼結によって貼付されることを特徴とする、請求項21に記載の方法。
- 冷却チャネル(11)が、湾曲したシートメタル壁(14)に対して、その内側において長手方向に貼付され、それによって、前記壁構造を形成することを特徴とする、請求項15から24のいずれかに記載の方法。
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