JP3382786B2 - ロケットエンジン - Google Patents
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Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、人工衛星等の飛行
体の軌道変更、又は姿勢制御に使われる輻射冷却式のロ
ケットエンジンに関する。 【０００２】 【従来の技術】図５は、四二酸化窒素（ＮＴＯ）を酸化
剤とし、モノメチルヒドラジン（ＭＭＨ）を燃料とする
推薬を使用するようにしたロケットエンジンの断面図で
ある。二液の接触のみで着火する自燃性のＮＴＯ、ＭＭ
Ｈを推進薬とするロケットエンジンでは、図に示すよう
に、燃焼室０１の軸方向から噴射器０２に流入し、噴射
されたＮＴＯと、燃焼室０１の径方向から噴射器０１に
流入し、噴射されたＭＭＨが直接接触して、着火し、燃
焼室０１内で３３００°Ｋ以上の燃焼温度で燃焼し、こ
の高温、高圧の燃焼ガスが、スロート０３を通って、ノ
ズル０４から外部に高速で噴出することによって、推力
を発生させるようにしている。 【０００３】また、高温の燃焼温度からノズル０４、ス
ロート０３および燃焼室０１（以下併せて燃焼室等とい
う）を保護するために、これらの部材の内部に通路０７
を設け、入口管０５からＭＭＨを注入して、通路０７を
通過させ、冷却するとともに、出口管０６から流出する
加熱されたＭＭＨ１を、噴射器入口０８から噴射器内０
２に注入するようした再生冷却方式を採用している。 【０００４】しかしながら、人工衛星等の軌道変更、又
は姿勢制御に使用される姿勢制御用スラスタエンジン
（Ｒｅａｃｔｉｏｎ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍ：
ＲＣＳ）用のロケットエンジンでは、推力が２００Ｎ程
度と小さく、図６に示すように、燃焼室０１′、スロー
ト０３′、ノズル０４′からなる燃焼室等が一体に形成
され、また、噴射器０２は推進薬の噴射量を制御するバ
ルブと一体に形成され、さらに噴射器と燃焼室０１′と
は、フランジで接合されることなく溶接で一体化され、
軽量化が図られている。 【０００５】このため、燃焼室等の冷却には、上述した
再生冷却方式が採用できず、輻射冷却方式が採用されて
いる。また、上述した高温の燃焼温度に耐えるようにす
るため、一体成形される燃焼室等は、冷間加工に耐える
延性を持ち、容易に管等に加工できるとともに、高融点
で、しかも高温強度および高耐食性に優れたニオブ（Ｎ
ｉｏｂｉｕｍ：Ｎｂ）が使用されている。しかしなが
ら、Ｎｂは酸化されやすく、融点温度の低い酸化被膜を
形成して、高温雰囲気では容易に剥離し、肉厚が薄肉化
する不具合がある。 【０００６】このため、図６に示すように、Ｎｂで形成
された燃焼室等の内、外周面に、二酸化ジルコニウム
（ＺｒＯ2 ）を溶射０９して、耐酸化コーティングを行
ったり、又はシリコンカーバイドＳｉＣを化学蒸着液
（Ｃｈｅｍｉｃａｌ Ｖａｃｃｕｍ Ｄｅｖｅｌｏｐｍ
ｅｎｔ：ＣＶＤ）法で積層して、耐酸化コーティング、
すなわち、表皮層を形成して、酸化被膜の形成を防止す
ることが行われている。 【０００７】（１）しかながら、このようなＮｂで形成
された燃焼室等の内、外周面に、ＺｒＯ2 を溶射して耐
酸化コーティングを形成する方法では、これらの燃焼室
等が使用される２０００℃までの表面温度には、充分使
用できる利点はあるものの、耐酸化コーティングが溶射
によって形成されているため、はがれやすく、信頼性に
欠けているという不具合がある。 【０００８】（２）また、Ｎｂで形成された燃焼室等の
内、外周面に、ＳｉＣをＣＶＤ法により積層して耐酸化
コーティングする方法では、ＣＶＤ法によるコーティン
グのため、はがれにくい利点はあるものの、耐熱性が充
分でなく、１４００℃〜１６００℃までの表面温度にし
か使用できず、輻射冷却方式の燃焼室等には採用できな
いという不具合がある。 【０００９】 【発明が解決しようとする課題】本発明は、上述した従
来の輻射冷却方式が採用されるＲＣＳ用のロケットエン
ジンの不具合を解消するため、融点は高いが酸化されや
すいＮｂの表皮層に、Ｎｂと同様に融点が高く、耐酸化
性に優れているＩｒを採用するとともに、ＮｂとＩｒの
互いの熱膨張率の差を補うために、ＮｂとＩｒの積層を
互いの濃度を傾斜させて積層することにより、表皮層が
はがれにくく耐久性に富むとともに、耐熱性を向上させ
たロケットエンジンを提供することを課題とする。 【００１０】 【課題を解決するための手段】このため、本発明のロケ
ットエンジンは、次の手段とした。 【００１１】ロケットエンジンを構成する、少くとも燃
焼室の構造部材を次の積層にしたものとした。 【００１２】（１）融点が約２７５０°Ｋと高く、しか
も高温強度に優れ、比重が８．５７と比較的小さいニオ
ブ（Ｎｂ）を、化学（真空）蒸着（ＣＶＤ）法で複数回
コーティングして、積層して、高温強度が補強された強
度層。なお、強度層は化学蒸着法によるコーティング回
数を多くして、望ましくは１０００μｍ程度の厚みの積
層にすることが好ましい。 【００１３】（２）強度層の内周面および外周面に、融
点が約２７３０°Ｋと高く、しかも耐酸化性に優れ、比
重が２２．５と比較的大きいイリジウム（Ｉｒ）と、前
述したＮｂとを、交互にＣＶＤ法でコーティングするこ
とにより積層し、強度層の内周面上、および外周面上
に、ＩｒとＮｂの層が少くとも２層以上設けられ、Ｎｂ
で形成される強度層とＩｒで形成される表皮層との熱膨
張率の差を補うようにした中間層。なお、中間層で積層
されるＩｒ、Ｎｂの層は、数μｍのオーダの厚みにされ
るとともに、強度層に近い部分の積層はＮｂの層が厚
く、Ｉｒの層が薄く、また表皮層に近い部分の積層はＩ
ｒの層が厚く、Ｎｂの層が薄くなるように形成すること
が好ましい。 【００１４】（３）Ｉｒ、Ｎｂの層を交互に積層した中
間層の内周面および外周面に、ＩｒをＣＶＤ法で複数回
コーティングして、積層し、耐酸化性を補強する表皮
層。なお、外皮層はＮｂに比較して比重の大きいＩｒで
形成されることから、５０μｍ程度の厚みにすることが
好ましい。 【００１５】本発明のロケットエンジンは、上述の手段
により、輻射冷却方式のロケットエンジンで、高温度の
燃焼ガスにさらされる部材のうち、少くとも、最も高温
になる燃焼室の構造強度材が、Ｎｂを積層した強度層を
採用して形成されているので、例えばＮＴＯ、ＭＭＨを
推薬とし、表面温度が２０００℃にもなるロケットエン
ジンにおいても、軽量で、かつ、高温強度を充分保持で
きる耐熱性に富むものである。 【００１６】また、燃焼室の表面に形成される耐酸化被
覆が、Ｉｒを採用して積層した表皮層で形成されている
ので、表面温度が２０００℃にもなるロケットエンジン
においても、使用でき、耐熱性に富むものにできるとと
もに、酸化被膜を形成し、この酸化被膜の剥離により薄
肉化し、強度低下することのあった強度層の構造強度の
低下が防止でき、耐久性に富むものにできる。 【００１７】さらに、熱膨張率が７．３１×１０-6１／
°ＫのＮｂによる強度層と、６．８×１０-6１／°Ｋの
Ｉｒによる表皮層との接合が、Ｎｂ−Ｉｒの配分を段階
的に変化させて積層した中間層でなされているので、Ｎ
ｂ、Ｉｒの熱膨張率の差が緩和され、強度層と表皮層と
を接合する接合部に過大な応力が発生せず、密着性が向
上して、はがれにくくなり、耐久性に富むものにでき
る。 【００１８】なお、上述した手段は、通常燃焼室と一体
成形されるスロート、ノズルにも採用して、上述したも
のと同様の作用、効果が得られるものである。 【００１９】 【発明の実施の形態】以下、本発明のロケットエンジン
の実施の一形態を図面にもとづき説明する。図１は、本
発明の実施の第１形態としての、推力が２００Ｎ程度と
小さく、人工衛星等の軌道変更、又は姿勢制御に使用さ
れる姿勢制御用スラスタエンジン（ＲＣＳ）用のロケッ
トエンジンの縦断面図である。 【００２０】図に示すように、燃焼室１、スロート３お
よびノズル４は、一体化されて燃焼室等５を形成し、さ
らに、燃焼室１の先端部とバルブ一体型噴射器２とは、
フランジ等を設けることなく、直接溶着され、軽量化が
図られている。また、酸化剤としてのＮＴＯ、および燃
料としてのＭＭＨは、ともに燃焼室１の軸方向と略平行
に配設された管により導入され、バルブ一体型噴射器２
内に流入し、燃焼室１の軸心部で相互に衝突するように
噴射される。この衝突により着火する、ＮＴＯ、ＭＭＨ
からなる自燃性の推進菜は、燃焼室１内で３０００℃以
上の燃焼温度で燃焼し、この高温、高圧の燃焼ガスが、
スロート３を通って、ノズル４で加速され外部に高速で
噴出することによって推力を発生させる。 【００２１】一方、１体に形成された燃焼室１、スロー
ト３、およびノズル４からなる燃焼室等５の部分模式断
面図である、図２、および図２の矢視Ａ−Ａにおける断
面図である図３に示すように、燃焼室等５は、次の５層
で形成されている。 【００２２】（１）融点が約２７５０°Ｋと高く、しか
も高温強度に優れ、比重が８．５７と比較的小さく、熱
膨張率が７．３×１０-6１／°Ｋであるニオブ（Ｎｂ）
を化学（真空）蒸着（ＣＶＤ）法で複数回コーティング
して１０００μｍ以上に、積層し、強度が補強された強
度層６。 【００２３】（２）強度層６の内周面および外周面のそ
れぞれに、融点が約２７３０°Ｋと高く、しかも耐酸化
性に優れ、比重が２２．５と比較的大きく、また熱膨張
率が６．８×１０-6１／°Ｋであるイリジウム（Ｉｒ）
と、前述したＮｂとを、交互にＣＶＤ法でコーティング
することにより、数μｍのオーダの厚さに積層し、強度
層６の内周面上および外周面上に、ＩｒとＮｂの層が、
少くとも２層以上設けられ、Ｎｂで形成される強度層６
と、Ｉｒで形成される後述する表皮層８との熱膨張率の
差を補うようにした中間層７。 【００２４】（３）中間層７の内周面および外周面に、
ＩｒをＣＶＤ法で複数回コーティングして、５０μｍ程
度の厚さに積層し、耐酸化被膜を形成し、Ｎｂで形成さ
れた強度層６に酸化被膜が形成されるのを防止する表皮
層８。 【００２５】なお、中間層７を形成するＩｒ、Ｎｂの層
は、中間層７の詳細図である図４に示すように、強度層
６に近い部分の積層はＮｂの層を厚くするとともに、Ｉ
ｒの層を薄くして、また表皮層８に近い部分の積層はＩ
ｒの層が厚く、Ｎｂの層が薄くなるように形成されてい
る。 【００２６】次に、この様な５層で形成される燃焼室等
５の形成方法について説明する。まず、アルミニウムＡ
ｌ型のマンドレル９を燃焼室等５の内面形状に合わせて
加工し、その外周面に、燃焼室等５の内周面を形成する
表皮層８の材料であるＩｒを５０μｍ程度ＣＶＤ法でコ
ーティングする。この場合、Ｉｒの比重は２２．５と大
きいので、必要以上に厚くならないように注意して燃焼
室等５の重量増を防止することが必要である。 【００２７】次いで、ＮｂとＩｒを、数μｍ程度ＣＶＤ
法で交互にコーティングし、中間層７を形成する。この
とき、層の増加につれて、図４に示すように徐々にＮｂ
の層を厚く、Ｉｒの層を小さくしていく。そして、中間
層７の最小のＩｒの層の外周面上に、Ｎｂのみの層を１
０００μｍ以上ＣＶＤ法でコーティングして、強度層６
を形成する。 【００２８】次いで、ＩｒとＮｂを交互にＣＶＤ法でコ
ーティングし中間層７を形成する。この強度層６の外周
面側に形成される中間層７は、層の増加につれて、図４
に示すものとは逆に、徐々にＮｂの層を小さく、Ｉｒの
層を大きくしていく。そして、中間層７の最小のＮｂの
層の上方に、Ｉｒのみの層を数十μｍ程度ＣＶＤ法でコ
ーティングして、最外周の表皮層８を形成する。最後
に、Ａｌ製のマンドレル９を苛性ソーダで除去すれば
内、外面がＩｒで耐酸化被膜が形成された燃焼室等５と
なる。 【００２９】このように、本実施の形態のロケットエン
ジンでは、ＣＶＤ法でＩｒをＮｂに耐酸化コーティング
し、さらに互いの熱膨張率の差を緩和するために、Ｉｒ
−Ｎｂの配分を段階的に変化させて接合したので、Ｉｒ
とＮｂとの熱膨張差が緩和され、ＩｒとＮｂとの接合部
がはがれにくくなり、耐久性が向上する。また、Ｉｒの
融点はＮｂとほぼ同程度であるので、表面温度が約２０
００℃程度になるまで使用可能となり、耐熱性に優れた
ものとなり、燃焼室１、スロート３、ノズル４が一体と
なり、再生冷却方式が採用できない、表面温度が２００
０℃にもなる輻射冷却方式のロケットエンジンに適用で
きる。 【００３０】 【発明の効果】以上説明したように、本発明のロケット
エンジンによれば、特許請求の範囲に示す構成により、 （１）例えば、ＮＴＯ、ＭＭＨが推薬として使用され、
表面温度が２０００℃にもなる輻射冷却方式を採用した
ロケットエンジンにおいても、軽量で、かつ構造強度を
充分保持できる、耐熱性に富むものにできる。 【００３１】（２）表面温度が２０００℃にもなる輻射
冷却方式のロケットエンジンにおいても使用できる、耐
熱性に富むコーティングにできるとともに、強度層に酸
化被膜を形成し、この酸化被膜の剥離により薄肉化し、
強度低下することのあった、強度層の構造強度の低下が
防止でき、耐久性に富むものにできる。 【００３２】（３）さらに、熱膨張率に差のあるＮｂ、
Ｉｒの接合（積層）が、Ｎｂ−Ｉｒの配分を段階的に変
化させて積層した中間層により、Ｎｂ、Ｉｒの熱膨張率
の差が緩和され、密着性が向上して接合部がはがれにく
くなり、耐久性に富むものにできる。
体の軌道変更、又は姿勢制御に使われる輻射冷却式のロ
ケットエンジンに関する。 【０００２】 【従来の技術】図５は、四二酸化窒素（ＮＴＯ）を酸化
剤とし、モノメチルヒドラジン（ＭＭＨ）を燃料とする
推薬を使用するようにしたロケットエンジンの断面図で
ある。二液の接触のみで着火する自燃性のＮＴＯ、ＭＭ
Ｈを推進薬とするロケットエンジンでは、図に示すよう
に、燃焼室０１の軸方向から噴射器０２に流入し、噴射
されたＮＴＯと、燃焼室０１の径方向から噴射器０１に
流入し、噴射されたＭＭＨが直接接触して、着火し、燃
焼室０１内で３３００°Ｋ以上の燃焼温度で燃焼し、こ
の高温、高圧の燃焼ガスが、スロート０３を通って、ノ
ズル０４から外部に高速で噴出することによって、推力
を発生させるようにしている。 【０００３】また、高温の燃焼温度からノズル０４、ス
ロート０３および燃焼室０１（以下併せて燃焼室等とい
う）を保護するために、これらの部材の内部に通路０７
を設け、入口管０５からＭＭＨを注入して、通路０７を
通過させ、冷却するとともに、出口管０６から流出する
加熱されたＭＭＨ１を、噴射器入口０８から噴射器内０
２に注入するようした再生冷却方式を採用している。 【０００４】しかしながら、人工衛星等の軌道変更、又
は姿勢制御に使用される姿勢制御用スラスタエンジン
（Ｒｅａｃｔｉｏｎ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍ：
ＲＣＳ）用のロケットエンジンでは、推力が２００Ｎ程
度と小さく、図６に示すように、燃焼室０１′、スロー
ト０３′、ノズル０４′からなる燃焼室等が一体に形成
され、また、噴射器０２は推進薬の噴射量を制御するバ
ルブと一体に形成され、さらに噴射器と燃焼室０１′と
は、フランジで接合されることなく溶接で一体化され、
軽量化が図られている。 【０００５】このため、燃焼室等の冷却には、上述した
再生冷却方式が採用できず、輻射冷却方式が採用されて
いる。また、上述した高温の燃焼温度に耐えるようにす
るため、一体成形される燃焼室等は、冷間加工に耐える
延性を持ち、容易に管等に加工できるとともに、高融点
で、しかも高温強度および高耐食性に優れたニオブ（Ｎ
ｉｏｂｉｕｍ：Ｎｂ）が使用されている。しかしなが
ら、Ｎｂは酸化されやすく、融点温度の低い酸化被膜を
形成して、高温雰囲気では容易に剥離し、肉厚が薄肉化
する不具合がある。 【０００６】このため、図６に示すように、Ｎｂで形成
された燃焼室等の内、外周面に、二酸化ジルコニウム
（ＺｒＯ2 ）を溶射０９して、耐酸化コーティングを行
ったり、又はシリコンカーバイドＳｉＣを化学蒸着液
（Ｃｈｅｍｉｃａｌ Ｖａｃｃｕｍ Ｄｅｖｅｌｏｐｍ
ｅｎｔ：ＣＶＤ）法で積層して、耐酸化コーティング、
すなわち、表皮層を形成して、酸化被膜の形成を防止す
ることが行われている。 【０００７】（１）しかながら、このようなＮｂで形成
された燃焼室等の内、外周面に、ＺｒＯ2 を溶射して耐
酸化コーティングを形成する方法では、これらの燃焼室
等が使用される２０００℃までの表面温度には、充分使
用できる利点はあるものの、耐酸化コーティングが溶射
によって形成されているため、はがれやすく、信頼性に
欠けているという不具合がある。 【０００８】（２）また、Ｎｂで形成された燃焼室等の
内、外周面に、ＳｉＣをＣＶＤ法により積層して耐酸化
コーティングする方法では、ＣＶＤ法によるコーティン
グのため、はがれにくい利点はあるものの、耐熱性が充
分でなく、１４００℃〜１６００℃までの表面温度にし
か使用できず、輻射冷却方式の燃焼室等には採用できな
いという不具合がある。 【０００９】 【発明が解決しようとする課題】本発明は、上述した従
来の輻射冷却方式が採用されるＲＣＳ用のロケットエン
ジンの不具合を解消するため、融点は高いが酸化されや
すいＮｂの表皮層に、Ｎｂと同様に融点が高く、耐酸化
性に優れているＩｒを採用するとともに、ＮｂとＩｒの
互いの熱膨張率の差を補うために、ＮｂとＩｒの積層を
互いの濃度を傾斜させて積層することにより、表皮層が
はがれにくく耐久性に富むとともに、耐熱性を向上させ
たロケットエンジンを提供することを課題とする。 【００１０】 【課題を解決するための手段】このため、本発明のロケ
ットエンジンは、次の手段とした。 【００１１】ロケットエンジンを構成する、少くとも燃
焼室の構造部材を次の積層にしたものとした。 【００１２】（１）融点が約２７５０°Ｋと高く、しか
も高温強度に優れ、比重が８．５７と比較的小さいニオ
ブ（Ｎｂ）を、化学（真空）蒸着（ＣＶＤ）法で複数回
コーティングして、積層して、高温強度が補強された強
度層。なお、強度層は化学蒸着法によるコーティング回
数を多くして、望ましくは１０００μｍ程度の厚みの積
層にすることが好ましい。 【００１３】（２）強度層の内周面および外周面に、融
点が約２７３０°Ｋと高く、しかも耐酸化性に優れ、比
重が２２．５と比較的大きいイリジウム（Ｉｒ）と、前
述したＮｂとを、交互にＣＶＤ法でコーティングするこ
とにより積層し、強度層の内周面上、および外周面上
に、ＩｒとＮｂの層が少くとも２層以上設けられ、Ｎｂ
で形成される強度層とＩｒで形成される表皮層との熱膨
張率の差を補うようにした中間層。なお、中間層で積層
されるＩｒ、Ｎｂの層は、数μｍのオーダの厚みにされ
るとともに、強度層に近い部分の積層はＮｂの層が厚
く、Ｉｒの層が薄く、また表皮層に近い部分の積層はＩ
ｒの層が厚く、Ｎｂの層が薄くなるように形成すること
が好ましい。 【００１４】（３）Ｉｒ、Ｎｂの層を交互に積層した中
間層の内周面および外周面に、ＩｒをＣＶＤ法で複数回
コーティングして、積層し、耐酸化性を補強する表皮
層。なお、外皮層はＮｂに比較して比重の大きいＩｒで
形成されることから、５０μｍ程度の厚みにすることが
好ましい。 【００１５】本発明のロケットエンジンは、上述の手段
により、輻射冷却方式のロケットエンジンで、高温度の
燃焼ガスにさらされる部材のうち、少くとも、最も高温
になる燃焼室の構造強度材が、Ｎｂを積層した強度層を
採用して形成されているので、例えばＮＴＯ、ＭＭＨを
推薬とし、表面温度が２０００℃にもなるロケットエン
ジンにおいても、軽量で、かつ、高温強度を充分保持で
きる耐熱性に富むものである。 【００１６】また、燃焼室の表面に形成される耐酸化被
覆が、Ｉｒを採用して積層した表皮層で形成されている
ので、表面温度が２０００℃にもなるロケットエンジン
においても、使用でき、耐熱性に富むものにできるとと
もに、酸化被膜を形成し、この酸化被膜の剥離により薄
肉化し、強度低下することのあった強度層の構造強度の
低下が防止でき、耐久性に富むものにできる。 【００１７】さらに、熱膨張率が７．３１×１０-6１／
°ＫのＮｂによる強度層と、６．８×１０-6１／°Ｋの
Ｉｒによる表皮層との接合が、Ｎｂ−Ｉｒの配分を段階
的に変化させて積層した中間層でなされているので、Ｎ
ｂ、Ｉｒの熱膨張率の差が緩和され、強度層と表皮層と
を接合する接合部に過大な応力が発生せず、密着性が向
上して、はがれにくくなり、耐久性に富むものにでき
る。 【００１８】なお、上述した手段は、通常燃焼室と一体
成形されるスロート、ノズルにも採用して、上述したも
のと同様の作用、効果が得られるものである。 【００１９】 【発明の実施の形態】以下、本発明のロケットエンジン
の実施の一形態を図面にもとづき説明する。図１は、本
発明の実施の第１形態としての、推力が２００Ｎ程度と
小さく、人工衛星等の軌道変更、又は姿勢制御に使用さ
れる姿勢制御用スラスタエンジン（ＲＣＳ）用のロケッ
トエンジンの縦断面図である。 【００２０】図に示すように、燃焼室１、スロート３お
よびノズル４は、一体化されて燃焼室等５を形成し、さ
らに、燃焼室１の先端部とバルブ一体型噴射器２とは、
フランジ等を設けることなく、直接溶着され、軽量化が
図られている。また、酸化剤としてのＮＴＯ、および燃
料としてのＭＭＨは、ともに燃焼室１の軸方向と略平行
に配設された管により導入され、バルブ一体型噴射器２
内に流入し、燃焼室１の軸心部で相互に衝突するように
噴射される。この衝突により着火する、ＮＴＯ、ＭＭＨ
からなる自燃性の推進菜は、燃焼室１内で３０００℃以
上の燃焼温度で燃焼し、この高温、高圧の燃焼ガスが、
スロート３を通って、ノズル４で加速され外部に高速で
噴出することによって推力を発生させる。 【００２１】一方、１体に形成された燃焼室１、スロー
ト３、およびノズル４からなる燃焼室等５の部分模式断
面図である、図２、および図２の矢視Ａ−Ａにおける断
面図である図３に示すように、燃焼室等５は、次の５層
で形成されている。 【００２２】（１）融点が約２７５０°Ｋと高く、しか
も高温強度に優れ、比重が８．５７と比較的小さく、熱
膨張率が７．３×１０-6１／°Ｋであるニオブ（Ｎｂ）
を化学（真空）蒸着（ＣＶＤ）法で複数回コーティング
して１０００μｍ以上に、積層し、強度が補強された強
度層６。 【００２３】（２）強度層６の内周面および外周面のそ
れぞれに、融点が約２７３０°Ｋと高く、しかも耐酸化
性に優れ、比重が２２．５と比較的大きく、また熱膨張
率が６．８×１０-6１／°Ｋであるイリジウム（Ｉｒ）
と、前述したＮｂとを、交互にＣＶＤ法でコーティング
することにより、数μｍのオーダの厚さに積層し、強度
層６の内周面上および外周面上に、ＩｒとＮｂの層が、
少くとも２層以上設けられ、Ｎｂで形成される強度層６
と、Ｉｒで形成される後述する表皮層８との熱膨張率の
差を補うようにした中間層７。 【００２４】（３）中間層７の内周面および外周面に、
ＩｒをＣＶＤ法で複数回コーティングして、５０μｍ程
度の厚さに積層し、耐酸化被膜を形成し、Ｎｂで形成さ
れた強度層６に酸化被膜が形成されるのを防止する表皮
層８。 【００２５】なお、中間層７を形成するＩｒ、Ｎｂの層
は、中間層７の詳細図である図４に示すように、強度層
６に近い部分の積層はＮｂの層を厚くするとともに、Ｉ
ｒの層を薄くして、また表皮層８に近い部分の積層はＩ
ｒの層が厚く、Ｎｂの層が薄くなるように形成されてい
る。 【００２６】次に、この様な５層で形成される燃焼室等
５の形成方法について説明する。まず、アルミニウムＡ
ｌ型のマンドレル９を燃焼室等５の内面形状に合わせて
加工し、その外周面に、燃焼室等５の内周面を形成する
表皮層８の材料であるＩｒを５０μｍ程度ＣＶＤ法でコ
ーティングする。この場合、Ｉｒの比重は２２．５と大
きいので、必要以上に厚くならないように注意して燃焼
室等５の重量増を防止することが必要である。 【００２７】次いで、ＮｂとＩｒを、数μｍ程度ＣＶＤ
法で交互にコーティングし、中間層７を形成する。この
とき、層の増加につれて、図４に示すように徐々にＮｂ
の層を厚く、Ｉｒの層を小さくしていく。そして、中間
層７の最小のＩｒの層の外周面上に、Ｎｂのみの層を１
０００μｍ以上ＣＶＤ法でコーティングして、強度層６
を形成する。 【００２８】次いで、ＩｒとＮｂを交互にＣＶＤ法でコ
ーティングし中間層７を形成する。この強度層６の外周
面側に形成される中間層７は、層の増加につれて、図４
に示すものとは逆に、徐々にＮｂの層を小さく、Ｉｒの
層を大きくしていく。そして、中間層７の最小のＮｂの
層の上方に、Ｉｒのみの層を数十μｍ程度ＣＶＤ法でコ
ーティングして、最外周の表皮層８を形成する。最後
に、Ａｌ製のマンドレル９を苛性ソーダで除去すれば
内、外面がＩｒで耐酸化被膜が形成された燃焼室等５と
なる。 【００２９】このように、本実施の形態のロケットエン
ジンでは、ＣＶＤ法でＩｒをＮｂに耐酸化コーティング
し、さらに互いの熱膨張率の差を緩和するために、Ｉｒ
−Ｎｂの配分を段階的に変化させて接合したので、Ｉｒ
とＮｂとの熱膨張差が緩和され、ＩｒとＮｂとの接合部
がはがれにくくなり、耐久性が向上する。また、Ｉｒの
融点はＮｂとほぼ同程度であるので、表面温度が約２０
００℃程度になるまで使用可能となり、耐熱性に優れた
ものとなり、燃焼室１、スロート３、ノズル４が一体と
なり、再生冷却方式が採用できない、表面温度が２００
０℃にもなる輻射冷却方式のロケットエンジンに適用で
きる。 【００３０】 【発明の効果】以上説明したように、本発明のロケット
エンジンによれば、特許請求の範囲に示す構成により、 （１）例えば、ＮＴＯ、ＭＭＨが推薬として使用され、
表面温度が２０００℃にもなる輻射冷却方式を採用した
ロケットエンジンにおいても、軽量で、かつ構造強度を
充分保持できる、耐熱性に富むものにできる。 【００３１】（２）表面温度が２０００℃にもなる輻射
冷却方式のロケットエンジンにおいても使用できる、耐
熱性に富むコーティングにできるとともに、強度層に酸
化被膜を形成し、この酸化被膜の剥離により薄肉化し、
強度低下することのあった、強度層の構造強度の低下が
防止でき、耐久性に富むものにできる。 【００３２】（３）さらに、熱膨張率に差のあるＮｂ、
Ｉｒの接合（積層）が、Ｎｂ−Ｉｒの配分を段階的に変
化させて積層した中間層により、Ｎｂ、Ｉｒの熱膨張率
の差が緩和され、密着性が向上して接合部がはがれにく
くなり、耐久性に富むものにできる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のロケットエンジンの実施の第１形態を
示す縦断面図、 【図２】図１に示す実施の形態の燃焼室、スロートおよ
びノズルの部分模式断面図、 【図３】図２に示す矢視Ａ−Ａにおける断面図、 【図４】図３に示す中間層の詳細断面図、 【図５】再生冷却方式のロケットエンジン、 【図６】従来の輻射冷却方式のロケットエンジンの部分
縦断面図である。 【符号の説明】 １ 燃焼室 ２ 噴射器 ３ スロート ４ ノズル ５ 燃焼室等 ６ 強度層 ７ 中間層 ８ 表皮層 ９ マンドレル
示す縦断面図、 【図２】図１に示す実施の形態の燃焼室、スロートおよ
びノズルの部分模式断面図、 【図３】図２に示す矢視Ａ−Ａにおける断面図、 【図４】図３に示す中間層の詳細断面図、 【図５】再生冷却方式のロケットエンジン、 【図６】従来の輻射冷却方式のロケットエンジンの部分
縦断面図である。 【符号の説明】 １ 燃焼室 ２ 噴射器 ３ スロート ４ ノズル ５ 燃焼室等 ６ 強度層 ７ 中間層 ８ 表皮層 ９ マンドレル
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(56)参考文献 特開 平４−149082（ＪＰ，Ａ)
特開 平６−9269（ＪＰ，Ａ)
特開 平６−256926（ＪＰ，Ａ)
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
F02K 9/62
B64G 1/26
F02K 9/88
Claims (1)
- (57)【特許請求の範囲】 【請求項１】 飛行体の軌道変更、若しくは姿勢制御に
使用される輻射冷却式のロケットエンジンにおいて、ニ
オブを化学蒸着法で複数回積層して筒状に形成された強
度層と、前記強度層の内周面および外周面に、イリジュ
ムおよび前記ニオブを交互に化学蒸着法で積層して、前
記イリジュムおよび前記ニオブの層を少くとも２層以上
形成した中間層と、前記中間層の内周面および外周面
に、前記イリジュムを化学蒸着法で複数回積層して形成
した表皮層とからなる燃焼室が設けられていることを特
徴とするロケットエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21365096A JP3382786B2 (ja) | 1996-08-13 | 1996-08-13 | ロケットエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21365096A JP3382786B2 (ja) | 1996-08-13 | 1996-08-13 | ロケットエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1054302A JPH1054302A (ja) | 1998-02-24 |
| JP3382786B2 true JP3382786B2 (ja) | 2003-03-04 |
Family
ID=16642684
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP21365096A Expired - Fee Related JP3382786B2 (ja) | 1996-08-13 | 1996-08-13 | ロケットエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3382786B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7553385B2 (en) | 2004-11-23 | 2009-06-30 | United Technologies Corporation | Cold gas dynamic spraying of high strength copper |
| DE102006021539A1 (de) * | 2006-05-08 | 2007-11-15 | Eads Space Transportation Gmbh | Verfahren zur Herstellung von Bauteilen für den Raketenbau |
-
1996
- 1996-08-13 JP JP21365096A patent/JP3382786B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH1054302A (ja) | 1998-02-24 |
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