JP2008274937A - 推力室アセンブリ用の流体冷却壁、ロケットエンジン、およびロケットエンジン推力室アセンブリの冷却方法 - Google Patents

Abstract

【課題】対流熱伝達を改善する、推力室アセンブリ用の高効率冷却システムを提供する。
【解決手段】推力室アセンブリ冷却システムは、ノズルアセンブリの冷却流路内に配置されて、旋回する態様で冷却剤を流動させる、様々な断面形状の任意の１つとしたねじりリボン／ねじりワイヤを有し、その旋回する態様は混合することを含み、冷却流路内で境界層を乱して、対流熱伝達を改善する。
【選択図】図２Ａ

Description

本発明は、冷却システムに関し、より詳細には、ロケットエンジン推力室アセンブリ用の冷却システムに関する。

ロケットエンジンの作動中に、ターボポンプは、水素および酸素などの燃料および酸化剤を燃焼室に供給する。酸素および水素は燃焼室で膨張して燃焼し、高温の加圧ガスを発生させる。高温の加圧ガスは、高速で排気ノズルに流れる。ガスがエンジンを出る前に、排気ノズルにより、ガスはさらに膨張してガス速度を上げることができ、それによってロケットエンジンの推力が大きくなる。

エンジンノズルアセンブリは通常、薄肉のチューブまたはフライス加工したチャネルから製造され、これらのチューブまたはチャネルは、テーパを付けられ、成形されて、必要とされるノズル形状となされる。燃料は冷却剤として使用され、これらのチューブを流れてチューブを対流冷却し、熱を再利用する形で加熱される。この対流冷却により、チューブの温度は、確実に、ノズルの構造上の完全性を保つのに必要な温度限界に従ったものとなる。

エキスパンダサイクルなどの特定のロケットエンジンサイクルは、エンジンを駆動するのに、燃焼ガスと冷却剤との間で伝達される熱を利用する。冷却剤への伝熱量は、エキスパンダサイクルエンジンが発生できる出力量、すなわち推力量の限界に係わる大きな要素である。燃焼室の信頼性もまた、冷却回路の有効性に大きく依存する。

上記に鑑みて、対流熱伝達を改善する、推力室アセンブリ用の高効率冷却システムを提供することが望ましい。

本発明による冷却システムは、ノズルアセンブリ冷却流路内で、全流路に沿ってか、または流路の特定の区画に配置された、様々な断面形状のねじりリボン／ねじりワイヤを有する。

ねじりリボン／ねじりワイヤは、混合を含む旋回する態様で冷却剤を流動させ、冷却剤流路内の境界層を乱して対流熱伝達を改善する。これにより、チャンバ壁の冷却が改善され、冷却剤の温度が上がって、エンジンに、具体的にはターボタービンにエネルギを補給する。旋回流はまた、特定の冷却流路内に温度成層ができる可能性を最小限にする。

エンジンの信頼性は、チャンバ壁をより低温にして運転することによって高まり、このチャンバの低温運転は、材料の強度性能を高め、冷却回路や燃焼環境の不均一性によって起こるホットストリーク（ｈｏｔ ｓｔｒｅａｋｓ）に対するチャンバ壁の脆弱性を弱める。チャンバ壁の冷却をより効率的にすることで、より高出力でのまたは高い酸化剤／燃料混合比でのエンジンの運転が容易になる。

したがって、本発明は、対流熱伝達を改善した、推力室アセンブリ用の高効率冷却システムを提示する。

ここに開示した実施形態についての以下の詳細な説明から、本発明の様々な特徴および利点が当業者に明らかになるであろう。

図１は、ロケットエンジン１０の全体的な概略図を示している。エンジン１０は通常、推力室アセンブリ１２、燃料システム１４、酸化剤システム１６、および点火システム１８を有する。燃料システム１４および酸化剤システム１６は、ロケットエンジン１０のガス推進剤システムを形成するが、液体などの他の流体推進剤システムも本発明で使用することができる。

推力室アセンブリ１２は、流体冷却壁２０によって推力軸Ａのまわりに画定される。流体冷却壁２０は、ノズル部２２と、ノズル部２２の上流にある燃焼室２４と、ノズル部２２と燃焼室２４との間の燃焼室スロート２６と、を規定する。推力室アセンブリ１２は、（概略化して示した）複数の燃料／酸化剤インジェクタ要素３０を含むインジェクタ面２８を備えたインジェクタ１２Ａを有し、このインジェクタ要素３０は、燃料システム１４の燃料供給ライン１４Ａを介して供給され、最初に流体冷却壁２０を通る燃料と、酸化剤システム１６の酸化剤供給ライン１６Ａを経由したガス状酸素（ＧＯｘ）などの酸化剤とを受け入れる。

点火システム１８は通常、電源３２と、電気調整システム３３と、を有し、この電気調整システム３３は、燃料／酸化剤インジェクタ要素３０からの燃料／酸化剤推進剤流に点火するために、インジェクタ１２Ａ内に取り付けられた点火器３４に電力を供給する。この実施形態では、酸化剤は、専用ライン１６Ｂを介して点火器に送られ、燃料もまた、専用ライン１４Ｂを介して点火器トーチに送られる。燃料／酸化剤インジェクタ要素３０からの燃料／酸化剤推進剤流の、点火器３４を用いた点火については、従来技術で行うことができ、本明細書ではさらなる詳細な説明はしない。

図２Ａを参照すると、ノズルアセンブリ１２の流体冷却壁２０は、（図２Ｂにも示され）その中に規定された複数の流路４０を有する。流体冷却壁２０内の複数の流路４０は、燃料システム１４の燃料供給ライン１４Ａからの燃料を冷却剤として利用する（概略的に図示した）冷却システム４２の一画を形成する。流路４０は、軸Ａに対して略平行とされ、燃焼室２４内に図示されているが、ノズル部２２および／または燃焼室スロート２６などの部分だけでなく、ジェット機、ロケット、極超音速機などの他の燃焼を基本とした装置も、本発明の流体冷却壁２０を有することができるのは当然のことである。

複数の流路４０の一部またはすべては、流路全体に沿って、または流路４０の特定の区画において、フロースワラ４４を備える。フロースワラ４４は通常、様々な断面形状のねじりリボンおよび／またはねじりワイヤ束を有する（図３Ａ、図３Ｂ）。フロースワラ４４は、軸のまわりにねじった、基本的に３次元曲線の概略螺旋形状をなす。さらに、当然のことであるが、フロースワラ４４は、各種のねじり形態をとることができ、このような形態により、冷却剤は旋回するが、上記形態が、「スパイラル（ｓｐｉｒａｌ)」または「へリックス（ｈｅｌｉｘ)」の数学的定義を完全に満たす必要はない。

フロースワラ４４は、冷却剤流路４０内において混合や境界層を乱すことなど、冷却剤を旋回させるように流動させ、対流熱伝達を改善する。これは、流体冷却壁２０の冷却を促進し、冷却剤の温度を上げて、エンジンに、具体的には、ターボポンプタービンにエネルギを補給する。旋回流はまた、特定の冷却剤流路内に温度の階層ができる可能性を最小限にする。

エンジンの信頼性は、推力室アセンブリ１２をより低温にして運転することによって高まり、このような推力室アセンブリの低温運転によって、材料の強度性能が高まり、冷却回路や燃焼環境の不均一性により生じるホットストリークによって、流体冷却壁２０が受ける影響を制限する。流体冷却壁２０の冷却をより効率的にすることで、より高出力でのまたはより高い酸化剤／燃料混合比でのエンジンの運転が容易になる。

当然のことながら、「前方の」「後方の」「上部の」「下部の」「上に」「下に」などの相対位置を表す用語は、ビークルの通常の運転姿勢に対するものであり、他の方向を制限すると考えるべきではない。

図示した実施形態で特定の部品構成を開示したが、他の構成も本発明の恩恵を受けるのは当然のことである。

順序付けた特定のステップを示し、説明し、主張したが、当然のことながら、各ステップは、別途に示された場合を除き、任意の順番で実行し、分割または結合することができ、それでも、本発明から恩恵を受ける。

前述の説明は、限定することによって範囲を定めるものではなく例示を目的とするのみである。上記の教示を考慮して、本発明についての多数の修正および変形が可能である。本発明の好ましい実施形態が開示されたが、当業者ならば、特定の修正が本発明の範囲に入ると分かるであろう。したがって、添付の請求項の範囲内において、具体的に説明されたものとは別の方法で本発明を実施することができるのは当然のことである。従って、添付の特許請求の範囲を検討して、本発明の範囲および趣旨を解釈すべきである。

本発明で使用する例示的なロケットエンジン実施形態の全体的な概略図である。 本発明の推力室アセンブリの概略斜視図である。 冷却剤流路を示す、推力室アセンブリの拡大図である。 １つのタイプのフロースワラの１つの実施形態の斜視図である。 別のタイプのフロースワラの斜視図である。

Claims (16)

1. 少なくとも１つの流路を有する壁と、
   前記少なくとも１つの流路内に配置されたフロースワラと、
   を有する推力室アセンブリ用の流体冷却壁。
2. 前記少なくとも１つの流路には、複数の流路が含まれることを特徴とする請求項１に記載の流体冷却壁。
3. 前記少なくとも１つの流路は、エンジン軸に対して略平行に規定されることを特徴とする請求項１に記載の流体冷却壁。
4. 前記少なくとも１つの流路は、燃焼室に沿って形成されることを特徴とする請求項１に記載の流体冷却壁。
5. 前記少なくとも１つの流路は、推力室に沿って形成されることを特徴とする請求項１に記載の流体冷却壁。
6. 前記フロースワラがねじり形状であることを特徴とする請求項１に記載の流体冷却壁。
7. 前記フロースワラが螺旋形状であることを特徴とする請求項１に記載の流体冷却壁。
8. 少なくとも１つの流路を備えた壁を有する推力室アセンブリと、
   前記少なくとも１つの流路内に配置されたフロースワラと、
   を有するロケットエンジン。
9. 前記推力室アセンブリは燃焼室を有することを特徴とする請求項８に記載のロケットエンジン。
10. 冷却剤を前記少なくとも１つの流路に送る冷却システムを有することを特徴とする請求項８に記載のロケットエンジン。
11. 前記冷却剤には燃料が含まれることを特徴とする請求項１０に記載のロケットエンジン。
12. 前記少なくとも１つの流路には、エンジン軸に対して略平行な複数の流路が含まれることを特徴とする請求項８に記載のロケットエンジン。
13. ロケットエンジン推力室を冷却する方法であって、
    （Ａ）推力室アセンブリの壁内の少なくとも１つの流路に冷却剤を送るステップと、
    （Ｂ）前記少なくとも１つの流路内で前記冷却剤を旋回させるステップと、
    を有する方法。
14. 前記ステップ（Ａ）にはさらに、
    （ａ）前記冷却剤として燃料を送ることが含まれることを特徴とする請求項１３に記載の方法。
15. 前記ステップ（Ｂ）にはさらに、
    （ａ）前記少なくとも１つの冷却剤流路内で混合することが含まれることを特徴とする請求項１３に記載の方法。
16. 前記ステップ（Ｂ）にはさらに、
    （ａ）前記少なくとも１つの冷却剤流路内で境界層を乱すことが含まれることを特徴とする請求項１３に記載の方法。

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