JP4465485B2 - ロケットエンジン用ノズルの製造方法及びロケットエンジン用ノズル - Google Patents
ロケットエンジン用ノズルの製造方法及びロケットエンジン用ノズル Download PDFInfo
- Publication number
- JP4465485B2 JP4465485B2 JP2000098828A JP2000098828A JP4465485B2 JP 4465485 B2 JP4465485 B2 JP 4465485B2 JP 2000098828 A JP2000098828 A JP 2000098828A JP 2000098828 A JP2000098828 A JP 2000098828A JP 4465485 B2 JP4465485 B2 JP 4465485B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- nozzle
- rocket engine
- composite structure
- spiral composite
- manufacturing
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/972—Fluid cooling arrangements for nozzles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
- B23P15/008—Rocket engine parts, e.g. nozzles, combustion chambers
-
- 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
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
-
- 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
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/40—Cooling arrangements
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/15—Two-dimensional spiral
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/25—Three-dimensional helical
-
- 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
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49346—Rocket or jet device making
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、流動する冷却剤によって再生冷却されるロケットエンジン用ノズルの製造方法及び、スパイラル状複合構造の形態に形成され冷却剤が貫流可能な管状材料を有するノズル本体を有する再生冷却可能なロケットエンジン用ノズルに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ロケットエンジン用ノズルは過酷な熱負荷を受ける部品であり、それ故ロケットエンジンの作動中の該ノズルの安定性を保証するために特別の措置が取られなければならない。可能なこの措置の一つとして、圧力下でノズル本体を通して導かれる冷却剤によるノズルの再生冷却がある。液体プロペラントロケットの場合、燃料成分の一つが冷却剤となりうる。それ故、例えば燃料として水素を使用するロケットエンジンの場合、燃焼室に水素を供給する前に、ノズルを冷却するために、この水素がノズル本体を通して導かれる。当然ロケットエンジンにおいては、付加重量を減らすことが相当に重要であるので、少ない重量で高強度を有するように再生ノズルを製造する努力がされている。
【０００３】
ＤＥ４３２６３３８Ｃ２では、流動する冷却剤によって再生冷却されるロケットエンジン用ノズルが開示されており、このノズルにおいてはノズル本体が、ノズルの作動中に冷却剤が貫流可能な管状材料を巻心にスパイラル状複合構造の形態に巻き付けることによって製造され、前記巻き付けたスパイラル状複合構造の「低温"kalten"」外側で管同士を溶接することによって安定化せしめられる。この場合、方形断面を有する管状材料が使用され、その結果ノズル本体を形成するスパイラル状複合構造の内側は本質的に平滑な表面を有する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、ＤＥ４３２６３３８Ｃ２では、管状材料のみで負荷支持構造を構成することになるため、スパイラル状複合構造の内側に平滑な表面を構成するには限界がある。また、管状材料を溶接しているため、時間と費用を要し、さらには、材料を弱めるおそれがある。
【０００５】
本発明は、流動する冷却剤によって再生冷却される、ロケットエンジン用ノズルの改良された製造方法及び流動する冷却剤によって再生冷却される、改良された特徴を備えるロケットエンジン用ノズルを提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記の製造方法に関する課題は請求項１に記載の方法によって解決される。本発明による方法の有利な実施の態様は請求項１に従属する下位の請求項に示される。
【０００７】
即ち、本発明により、『流動する冷却剤によって再生冷却されるロケットエンジン用ノズルの製造方法であって、
・ ノズルの作動中に冷却剤が貫流可能な管状材料を、スパイラル状複合構造の形態に巻心に巻き付けることによってノズル本体を製造する過程と、
・ 前記スパイラル状複合構造を一体に固定させる過程と、
・ 前記固定させたスパイラル状複合構造を巻心から取り除く過程と、
・ ノズル本体の熱ガス側を形成する、前記固定させたスパイラル状複合構造の表面に耐熱性負荷支持層を付着する過程とからなることを特徴とするロケットエンジン用ノズルの製造方法。』が提供される。
【０００８】
本発明によるロケットエンジン用ノズルの製造方法の本質的な利点は、非常に軽量な構造に製造されたノズルが冷却剤の圧力に耐え、ノズル本体の熱ガス側の平滑な表面が保証されることである。
【０００９】
負荷支持層の付着はスプレー（吹き付け）塗装法によって有利に行われる。
【００１０】
負荷支持層の付着を高速酸素燃料法（HVOF=High-Velocity-Oxigen-Fuel Verfahren) による溶射によって行われると特に有利である。この高速酸素燃料法の利点は、多孔性が低く、酸素含有量の低い安定した負荷支持層を作製することができるということである。
【００１１】
または、負荷支持層の付着は真空プラズマスプレー（溶射）によって行うことができる。
【００１２】
または、負荷支持層の付着は冷間ガススプレーによって行うことができる。
【００１３】
本発明による方法の特に有利な実施の態様では、スパイラル状複合構造の固定が、管状材料を巻心に巻き付けた後、該スパイラル状複合構造の外側に剥離可能な固定層を付着させることによって行われる。この方法の利点は、管状材料の溶接のように時間を要したり、費用を要したり、或いは材料を弱めることなく、簡単な方法でスパイラル状複合構造の固定を行うことである。
【００１４】
この固定層は、前記管状材料にスプレー（吹き付け）塗装することによって有利に形成される。
【００１５】
固定層は水可溶合金により有利に形成される。
【００１６】
格別優れた利点は、水可溶合金がアクアロイ(AQUALLOY)合金からなることである。
【００１７】
択一的には、前記固定層をギプス材料によって形成することができる。
【００１８】
または、前記固定層を低溶融金属又は低溶融合金によって形成することができる。
【００１９】
好ましくは、前記固定層を、前記負荷支持層を作製後に剥離することができる。
【００２０】
さらなる改良として、負荷支持層の付着後に、前記負荷支持層の表面平滑性を高めるために後加工を行うことができる。これによって、負荷支持層の付着後既に高い平滑性を有する熱ガス壁表面をその表面仕上げに関して更に向上させることができる。
【００２１】
さらなる改良として、接続用フランジ領域を作りだすために、スパイラル状複合構造の外側の端部領域に別の耐熱性負荷支持層を付着することができる。この方法の利点は、ノズル本体を燃焼室にフランジを介して接続するための領域或いは集合体をノズル本体にフランジを介して接続するための領域を簡単に且つ安いコストでつくり出すことができることである。
【００２２】
好ましくは、固定層を剥離した後、前記別の負荷支持層がスパイラル状複合構造に付着せしめられるとよい。
【００２３】
さらなる改良として、負荷支持層の形成後にスパイラル状複合構造の焼なまし処理が行われる。
【００２４】
好ましくは、スパイラル状複合構造の巻き付け形成に使用する管状材料は、方形断面、特に正方形断面を有するとよい。
【００２５】
さらなる改良として、負荷支持層の形成後に、スパイラル状複合構造の外側に管状材料の脹らみを生ぜしめるように、管状材料内に高圧媒体を導入することによってスパイラル状複合構造を外方へ押しやること(Abdruecken) が行われる。これによって管状材料は、ノズルの作動中さらに塑性変形をすることなく高圧にも耐える形にされる。
【００２６】
また、上記のノズルに関する課題は請求項１９に開示されたロケットエンジン用ノズルによって解決される。
【００２７】
本発明によるノズルの有利な実施の態様は請求項１９に従属する下位の請求項に記載のことを特徴とする。
【００２８】
即ち、本発明によって、流動する冷却剤によって再生冷却可能なロケットエンジン用のノズルが作られる。このノズルは、スパイラル状複合構造の形態の、冷却剤が貫流可能な管状材料を有するノズル本体を含む。本発明において、このノズルは、ノズル本体の熱ガス側を形成する前記スパイラル状複合構造の表面に付着された耐熱性負荷支持層を有する。
【００２９】
本発明のノズルの利点は、このノズルが、非常に軽量な構造であるが、高い冷却剤の圧力に耐えることである。さらに、ノズル本体が平滑な熱ガス側壁面を持つという利点を有する。
【００３０】
さらなる改良として、スパイラル状複合構造の外側の端部領域に、別の負荷支持層の形態の接続用フランジ領域が備えられる。これによって、ノズル本体を簡単に燃焼室の構造に接続したり、或いはロケットエンジンの集合体をノズル本体にフランジを介して接続することができる。
【００３１】
好ましくは、スパイラル状複合構造は方形断面、特に正方形断面を有する管状材料で構成されるとよい。
【００３２】
好ましくは管状材料が、スパイラル状複合構造の外側に脹らみを有する輪郭となっているとよい。
【００３３】
【発明の実施の形態】
次に本発明の実施形態について図面を参照して説明する。図１は、流動する冷却剤によって再生冷却可能な、ロケットエンジン用のノズルの概略側面図である。全体を符号１で示すロケットエンジンの構成部分であるノズル２が、その上側に燃焼室４を備えるノズル本体３を有している。燃焼室４には混合システム１０が備えられ、この混合システムには燃料供給管１１を介して燃料が供給され、酸化剤供給管１２を介して酸化剤が供給される。燃料は例えば液体水素であり、酸化剤は例えば液体酸素である。さらに冷却剤供給管１３と冷却剤排出管１４を備える。符号Ｋで示すノズル本体３の部分は、冷却剤供給管１３を介して供給され、冷却剤排出管１４を介して排出される冷却剤によって再生冷却可能である。冷却剤として例えばロケットエンジンの作動用に備えられた液体燃料を利用することができる。この液体燃料は、相当に性能のよい、高い圧力と高い流量を生ぜしめることができるポンプ装置（図１には示されていない）によって冷却剤供給管１３を介してノズル本体３の冷却可能な部分Ｋに供給され、冷却剤排出管１４から燃料供給管１１に送られる。なお、１５は排気ガス流である。
【００３４】
図２は、ノズル２のノズル本体３の冷却可能な領域Ｋの断面図である。ノズル本体３の内壁は、簡略化するために管状体の一部分として図示されている。図示のように、ノズル本体３はスパイラル状複合構造５を有し、この構造は管状材料６を巻き付けることによって作られるものである。図示のように、管状材料６の個々の管は方形断面を有する。スパイラル状複合構造５は管状材料６を巻心に巻き付けることによって作られる。管状材料６としては、例えば、ニッケル系合金（例えば商品名インコネル６００）を使用することができる。
【００３５】
図３ａ）乃至ｃ）は図２においてＡで示す部分の拡大断面図である。その場合において図３ａ）乃至ｃ）は本発明の実施形態による製造方法の各過程を示す。
【００３６】
図３ａ）に示すようにスパイラル状複合構造５は方形断面の管状材料６によって形成される。その場合において、管６は側長Ｄと壁厚ｄを有する。スパイラル状複合構造５は既に述べたように管状材料６を巻心に巻き付けることによって製造される。スパイラル状複合構造５を巻き付けた後、このスパイラル状複合構造５は剥離可能な固定層８をスパイラル状複合構造５の外側に付着することによって固定される。固定層８の厚さｍは数ミリメーターとすることができる。固定層８は層材料を吹き付け塗装(Aufspritzen)することによって形成され、前記実施形態においては固定層８は、名称「アクアロイ(AQUALLOY)合金」で知られた水可溶合金からなる。スパイラル状複合構造５は固定層８を付着することによって、スパイラル状複合構造を一体部品として巻心から取り外すことができる程度に、固定される。
【００３７】
固定されたスパイラル状複合構造５を巻心から取り外した後、後にノズル本体３の内側に位置する熱ガス側Ｈを構成する、スパイラル状複合構造５の内側が露出せしめられる。次に、ノズル本体３の熱ガス側Ｈを構成する固定されたスパイラル状複合構造５の表面の上に、図３ｂ）に示すように、耐熱性負荷支持層９が付着せしめられる。この負荷支持層９は典型的に管状部分６の壁厚ｄよりも大きい厚さｎを有する。負荷支持層９は、例えば特殊鋼合金（例えば商品名３１６Ｌ）で構成することができる。
【００３８】
負荷支持層９の付着は好ましくはスプレー塗装法(Spritzverfahren)によって行われ、その場合において特に高速酸素燃料法（高速溶射法）による溶射(thermisches Spritzen) が推奨される。高速酸素燃料法(HVOF)によってより少ない有孔性とより少ない酸素含有量の金属層を溶射によって製造することが可能である。前記金属層は製造を適当に管理することにより安定した負荷支持層として製造される。好ましくは、高速酸素燃料法として、ＤＥ１９５２０８８５Ｃ１に記載の出願人の特許「金属合金層または金属層の溶射方法及びその利用」が利用される。この方法によれば、サブストレートに、金属又は金属合金（例えば特殊鋼合金）からなるスプレー粉末を衝突させるとき、スプレー粉末の少なくとも６０重量％、特に９０重量％の部分が、金属又は金属合金の固相線温度と液相線温度の間の温度で溶射が行われると、製造後に、典型的に１容量％以下のより少ない有孔性と典型的に１重量％以下のより少ない酸素含有量を有する金属層が生ぜしめられる。この使用される方法の更なる詳細に関しては、ここで引用された上記特許公報の内容に示されている。
【００３９】
負荷支持層９の製造後に、固定層８が、スパイラル状複合構造５から取り外され、図３ｃ）に示すようにスパイラル状複合構造５はその内側に負荷支持層９を担持しこの負荷支持層によって安定化せしめられる。
【００４０】
図３ｃ）に点線で示すように、ノズル本体３を燃焼室構造内に固定するのに、又は集合体をノズル本体３に取り付けのに役立つ接続用フランジ領域を作るために、端部領域においてスパイラル状複合構造５の外側に負荷支持層９に似た別の耐熱性負荷支持層７を付着することができる。明らかなようにこのような別の負荷支持層７は固定層８を剥離した後、スパイラル状複合構造５上の相応の領域に付着される。負荷支持層７も、例えば特殊鋼合金（例えば商品名３１６Ｌ）で構成することができる。
【００４１】
負荷支持層９を取り付けた後、ノズル内の流れ状況を更に改善するために負荷支持層９の既に良好な平滑性を更に高めるべく、負荷支持層を平滑にするための後加工が行われる。更に負荷支持層９または９，７の製造後に、焼きなましによる金属質の調整をするために、スパイラル状複合構造５の焼きなまし処理が行われる。
【００４２】
図４ａ）及びｂ）は異なる大きさでノズル本体３を形成するスパイラル状複合構造５の断面図を示す。図４ａ）に示すように、スパイラル状複合構造５の熱ガス側Ｈに負荷支持層９が付着せしめられている。
【００４３】
負荷支持層９の製造後に管状材料６内に高圧媒体を導入することによってスパイラル状複合構造５の押しつぶし(Abdruecken) が行われる。これによって図４ｂ）に示すようにスパイラル状複合構造５の外側Ａに管状材料６の輪郭の脹らみ１６が生ずる。これによって管状材料６は後のロケットエンジンの作動中に管状材料６内を流れる冷却剤の高圧にも耐え、更なる塑性変形を生ぜしめることはない。
【００４４】
選択的に、スパイラル状複合構造５を安定化するために、固定層８を水可溶合金から製造する代わりに、石膏材料又は低溶融金属若しくは低融解性合金で形成しても、負荷支持層に付着した後、固定層８を取り外すことができる。
【００４５】
更に負荷支持層９を溶射によって製造する代わりに、この負荷支持層を真空プラズマスプレー（Vakuum-Plasmaspritzen）又は冷間ガススプレー(Kaltgasspritzen)によっても製造することができる。
【００４６】
本発明によって、流動する冷却剤によって再生冷却可能な、ロケットエンジン用ノズルがつくられる。ノズル（図１参照）は、冷却剤が貫流可能な管状材料６からなる（図２参照）、ノズル本体３を有する。ノズル本体３の熱ガス側Ｈを形成する、スパイラル状複合構造５の表面に耐熱性負荷支持層９が付着される（図３ｃ参照）。
【００４７】
スパイラル状複合構造５の外側の端部領域tに別の負荷支持層７の形態の接続用フランジ領域を設けることができる（図３ｃ参照）。
【００４８】
スパイラル状複合構造５は方形断面、特に正方形断面を有する管状材料６からなる。
【００４９】
管状材料６の輪郭はスパイラル状複合構造５の外側に脹らみ１６を有する。
【００５０】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、ノズルが、非常に軽量な構造に製造され、且つ冷却剤の圧力に耐え、さらには、ノズル本体の熱ガス側の平滑な表面を確保することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のロケットエンジン用ノズルの実施形態の概略側面図である。
【図２】本発明のロケットエンジン用ノズルの実施形態の部分断面図である。
【図３】（ａ）ないし（ｃ）は、流動する冷却剤によって再生冷却される本発明のロケットエンジン用ノズルの実施形態の製造方法を示しており、（ｂ）は図２のＡで示す部分の拡大図である。
【図４】（ａ）及び（ｂ）は、本発明の方法によってノズル本体を製造するのに利用される管状材料を示す拡大断面図である。
【符号の説明】
１ ロケットエンジン
２ ノズル
３ ノズル本体
４ 燃焼室
５ スパイラル状複合構造
６ 管状材料
７ 負荷支持層
８ 固定層
９ 負荷支持層
１０ 混合システム
１１ 燃料供給管
１２ 酸化剤供給管
１３ 冷却剤供給管
１４ 冷却剤排出管
１５ 排気ガス流
１６ 脹らみ
【発明の属する技術分野】
本発明は、流動する冷却剤によって再生冷却されるロケットエンジン用ノズルの製造方法及び、スパイラル状複合構造の形態に形成され冷却剤が貫流可能な管状材料を有するノズル本体を有する再生冷却可能なロケットエンジン用ノズルに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ロケットエンジン用ノズルは過酷な熱負荷を受ける部品であり、それ故ロケットエンジンの作動中の該ノズルの安定性を保証するために特別の措置が取られなければならない。可能なこの措置の一つとして、圧力下でノズル本体を通して導かれる冷却剤によるノズルの再生冷却がある。液体プロペラントロケットの場合、燃料成分の一つが冷却剤となりうる。それ故、例えば燃料として水素を使用するロケットエンジンの場合、燃焼室に水素を供給する前に、ノズルを冷却するために、この水素がノズル本体を通して導かれる。当然ロケットエンジンにおいては、付加重量を減らすことが相当に重要であるので、少ない重量で高強度を有するように再生ノズルを製造する努力がされている。
【０００３】
ＤＥ４３２６３３８Ｃ２では、流動する冷却剤によって再生冷却されるロケットエンジン用ノズルが開示されており、このノズルにおいてはノズル本体が、ノズルの作動中に冷却剤が貫流可能な管状材料を巻心にスパイラル状複合構造の形態に巻き付けることによって製造され、前記巻き付けたスパイラル状複合構造の「低温"kalten"」外側で管同士を溶接することによって安定化せしめられる。この場合、方形断面を有する管状材料が使用され、その結果ノズル本体を形成するスパイラル状複合構造の内側は本質的に平滑な表面を有する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、ＤＥ４３２６３３８Ｃ２では、管状材料のみで負荷支持構造を構成することになるため、スパイラル状複合構造の内側に平滑な表面を構成するには限界がある。また、管状材料を溶接しているため、時間と費用を要し、さらには、材料を弱めるおそれがある。
【０００５】
本発明は、流動する冷却剤によって再生冷却される、ロケットエンジン用ノズルの改良された製造方法及び流動する冷却剤によって再生冷却される、改良された特徴を備えるロケットエンジン用ノズルを提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記の製造方法に関する課題は請求項１に記載の方法によって解決される。本発明による方法の有利な実施の態様は請求項１に従属する下位の請求項に示される。
【０００７】
即ち、本発明により、『流動する冷却剤によって再生冷却されるロケットエンジン用ノズルの製造方法であって、
・ ノズルの作動中に冷却剤が貫流可能な管状材料を、スパイラル状複合構造の形態に巻心に巻き付けることによってノズル本体を製造する過程と、
・ 前記スパイラル状複合構造を一体に固定させる過程と、
・ 前記固定させたスパイラル状複合構造を巻心から取り除く過程と、
・ ノズル本体の熱ガス側を形成する、前記固定させたスパイラル状複合構造の表面に耐熱性負荷支持層を付着する過程とからなることを特徴とするロケットエンジン用ノズルの製造方法。』が提供される。
【０００８】
本発明によるロケットエンジン用ノズルの製造方法の本質的な利点は、非常に軽量な構造に製造されたノズルが冷却剤の圧力に耐え、ノズル本体の熱ガス側の平滑な表面が保証されることである。
【０００９】
負荷支持層の付着はスプレー（吹き付け）塗装法によって有利に行われる。
【００１０】
負荷支持層の付着を高速酸素燃料法（HVOF=High-Velocity-Oxigen-Fuel Verfahren) による溶射によって行われると特に有利である。この高速酸素燃料法の利点は、多孔性が低く、酸素含有量の低い安定した負荷支持層を作製することができるということである。
【００１１】
または、負荷支持層の付着は真空プラズマスプレー（溶射）によって行うことができる。
【００１２】
または、負荷支持層の付着は冷間ガススプレーによって行うことができる。
【００１３】
本発明による方法の特に有利な実施の態様では、スパイラル状複合構造の固定が、管状材料を巻心に巻き付けた後、該スパイラル状複合構造の外側に剥離可能な固定層を付着させることによって行われる。この方法の利点は、管状材料の溶接のように時間を要したり、費用を要したり、或いは材料を弱めることなく、簡単な方法でスパイラル状複合構造の固定を行うことである。
【００１４】
この固定層は、前記管状材料にスプレー（吹き付け）塗装することによって有利に形成される。
【００１５】
固定層は水可溶合金により有利に形成される。
【００１６】
格別優れた利点は、水可溶合金がアクアロイ(AQUALLOY)合金からなることである。
【００１７】
択一的には、前記固定層をギプス材料によって形成することができる。
【００１８】
または、前記固定層を低溶融金属又は低溶融合金によって形成することができる。
【００１９】
好ましくは、前記固定層を、前記負荷支持層を作製後に剥離することができる。
【００２０】
さらなる改良として、負荷支持層の付着後に、前記負荷支持層の表面平滑性を高めるために後加工を行うことができる。これによって、負荷支持層の付着後既に高い平滑性を有する熱ガス壁表面をその表面仕上げに関して更に向上させることができる。
【００２１】
さらなる改良として、接続用フランジ領域を作りだすために、スパイラル状複合構造の外側の端部領域に別の耐熱性負荷支持層を付着することができる。この方法の利点は、ノズル本体を燃焼室にフランジを介して接続するための領域或いは集合体をノズル本体にフランジを介して接続するための領域を簡単に且つ安いコストでつくり出すことができることである。
【００２２】
好ましくは、固定層を剥離した後、前記別の負荷支持層がスパイラル状複合構造に付着せしめられるとよい。
【００２３】
さらなる改良として、負荷支持層の形成後にスパイラル状複合構造の焼なまし処理が行われる。
【００２４】
好ましくは、スパイラル状複合構造の巻き付け形成に使用する管状材料は、方形断面、特に正方形断面を有するとよい。
【００２５】
さらなる改良として、負荷支持層の形成後に、スパイラル状複合構造の外側に管状材料の脹らみを生ぜしめるように、管状材料内に高圧媒体を導入することによってスパイラル状複合構造を外方へ押しやること(Abdruecken) が行われる。これによって管状材料は、ノズルの作動中さらに塑性変形をすることなく高圧にも耐える形にされる。
【００２６】
また、上記のノズルに関する課題は請求項１９に開示されたロケットエンジン用ノズルによって解決される。
【００２７】
本発明によるノズルの有利な実施の態様は請求項１９に従属する下位の請求項に記載のことを特徴とする。
【００２８】
即ち、本発明によって、流動する冷却剤によって再生冷却可能なロケットエンジン用のノズルが作られる。このノズルは、スパイラル状複合構造の形態の、冷却剤が貫流可能な管状材料を有するノズル本体を含む。本発明において、このノズルは、ノズル本体の熱ガス側を形成する前記スパイラル状複合構造の表面に付着された耐熱性負荷支持層を有する。
【００２９】
本発明のノズルの利点は、このノズルが、非常に軽量な構造であるが、高い冷却剤の圧力に耐えることである。さらに、ノズル本体が平滑な熱ガス側壁面を持つという利点を有する。
【００３０】
さらなる改良として、スパイラル状複合構造の外側の端部領域に、別の負荷支持層の形態の接続用フランジ領域が備えられる。これによって、ノズル本体を簡単に燃焼室の構造に接続したり、或いはロケットエンジンの集合体をノズル本体にフランジを介して接続することができる。
【００３１】
好ましくは、スパイラル状複合構造は方形断面、特に正方形断面を有する管状材料で構成されるとよい。
【００３２】
好ましくは管状材料が、スパイラル状複合構造の外側に脹らみを有する輪郭となっているとよい。
【００３３】
【発明の実施の形態】
次に本発明の実施形態について図面を参照して説明する。図１は、流動する冷却剤によって再生冷却可能な、ロケットエンジン用のノズルの概略側面図である。全体を符号１で示すロケットエンジンの構成部分であるノズル２が、その上側に燃焼室４を備えるノズル本体３を有している。燃焼室４には混合システム１０が備えられ、この混合システムには燃料供給管１１を介して燃料が供給され、酸化剤供給管１２を介して酸化剤が供給される。燃料は例えば液体水素であり、酸化剤は例えば液体酸素である。さらに冷却剤供給管１３と冷却剤排出管１４を備える。符号Ｋで示すノズル本体３の部分は、冷却剤供給管１３を介して供給され、冷却剤排出管１４を介して排出される冷却剤によって再生冷却可能である。冷却剤として例えばロケットエンジンの作動用に備えられた液体燃料を利用することができる。この液体燃料は、相当に性能のよい、高い圧力と高い流量を生ぜしめることができるポンプ装置（図１には示されていない）によって冷却剤供給管１３を介してノズル本体３の冷却可能な部分Ｋに供給され、冷却剤排出管１４から燃料供給管１１に送られる。なお、１５は排気ガス流である。
【００３４】
図２は、ノズル２のノズル本体３の冷却可能な領域Ｋの断面図である。ノズル本体３の内壁は、簡略化するために管状体の一部分として図示されている。図示のように、ノズル本体３はスパイラル状複合構造５を有し、この構造は管状材料６を巻き付けることによって作られるものである。図示のように、管状材料６の個々の管は方形断面を有する。スパイラル状複合構造５は管状材料６を巻心に巻き付けることによって作られる。管状材料６としては、例えば、ニッケル系合金（例えば商品名インコネル６００）を使用することができる。
【００３５】
図３ａ）乃至ｃ）は図２においてＡで示す部分の拡大断面図である。その場合において図３ａ）乃至ｃ）は本発明の実施形態による製造方法の各過程を示す。
【００３６】
図３ａ）に示すようにスパイラル状複合構造５は方形断面の管状材料６によって形成される。その場合において、管６は側長Ｄと壁厚ｄを有する。スパイラル状複合構造５は既に述べたように管状材料６を巻心に巻き付けることによって製造される。スパイラル状複合構造５を巻き付けた後、このスパイラル状複合構造５は剥離可能な固定層８をスパイラル状複合構造５の外側に付着することによって固定される。固定層８の厚さｍは数ミリメーターとすることができる。固定層８は層材料を吹き付け塗装(Aufspritzen)することによって形成され、前記実施形態においては固定層８は、名称「アクアロイ(AQUALLOY)合金」で知られた水可溶合金からなる。スパイラル状複合構造５は固定層８を付着することによって、スパイラル状複合構造を一体部品として巻心から取り外すことができる程度に、固定される。
【００３７】
固定されたスパイラル状複合構造５を巻心から取り外した後、後にノズル本体３の内側に位置する熱ガス側Ｈを構成する、スパイラル状複合構造５の内側が露出せしめられる。次に、ノズル本体３の熱ガス側Ｈを構成する固定されたスパイラル状複合構造５の表面の上に、図３ｂ）に示すように、耐熱性負荷支持層９が付着せしめられる。この負荷支持層９は典型的に管状部分６の壁厚ｄよりも大きい厚さｎを有する。負荷支持層９は、例えば特殊鋼合金（例えば商品名３１６Ｌ）で構成することができる。
【００３８】
負荷支持層９の付着は好ましくはスプレー塗装法(Spritzverfahren)によって行われ、その場合において特に高速酸素燃料法（高速溶射法）による溶射(thermisches Spritzen) が推奨される。高速酸素燃料法(HVOF)によってより少ない有孔性とより少ない酸素含有量の金属層を溶射によって製造することが可能である。前記金属層は製造を適当に管理することにより安定した負荷支持層として製造される。好ましくは、高速酸素燃料法として、ＤＥ１９５２０８８５Ｃ１に記載の出願人の特許「金属合金層または金属層の溶射方法及びその利用」が利用される。この方法によれば、サブストレートに、金属又は金属合金（例えば特殊鋼合金）からなるスプレー粉末を衝突させるとき、スプレー粉末の少なくとも６０重量％、特に９０重量％の部分が、金属又は金属合金の固相線温度と液相線温度の間の温度で溶射が行われると、製造後に、典型的に１容量％以下のより少ない有孔性と典型的に１重量％以下のより少ない酸素含有量を有する金属層が生ぜしめられる。この使用される方法の更なる詳細に関しては、ここで引用された上記特許公報の内容に示されている。
【００３９】
負荷支持層９の製造後に、固定層８が、スパイラル状複合構造５から取り外され、図３ｃ）に示すようにスパイラル状複合構造５はその内側に負荷支持層９を担持しこの負荷支持層によって安定化せしめられる。
【００４０】
図３ｃ）に点線で示すように、ノズル本体３を燃焼室構造内に固定するのに、又は集合体をノズル本体３に取り付けのに役立つ接続用フランジ領域を作るために、端部領域においてスパイラル状複合構造５の外側に負荷支持層９に似た別の耐熱性負荷支持層７を付着することができる。明らかなようにこのような別の負荷支持層７は固定層８を剥離した後、スパイラル状複合構造５上の相応の領域に付着される。負荷支持層７も、例えば特殊鋼合金（例えば商品名３１６Ｌ）で構成することができる。
【００４１】
負荷支持層９を取り付けた後、ノズル内の流れ状況を更に改善するために負荷支持層９の既に良好な平滑性を更に高めるべく、負荷支持層を平滑にするための後加工が行われる。更に負荷支持層９または９，７の製造後に、焼きなましによる金属質の調整をするために、スパイラル状複合構造５の焼きなまし処理が行われる。
【００４２】
図４ａ）及びｂ）は異なる大きさでノズル本体３を形成するスパイラル状複合構造５の断面図を示す。図４ａ）に示すように、スパイラル状複合構造５の熱ガス側Ｈに負荷支持層９が付着せしめられている。
【００４３】
負荷支持層９の製造後に管状材料６内に高圧媒体を導入することによってスパイラル状複合構造５の押しつぶし(Abdruecken) が行われる。これによって図４ｂ）に示すようにスパイラル状複合構造５の外側Ａに管状材料６の輪郭の脹らみ１６が生ずる。これによって管状材料６は後のロケットエンジンの作動中に管状材料６内を流れる冷却剤の高圧にも耐え、更なる塑性変形を生ぜしめることはない。
【００４４】
選択的に、スパイラル状複合構造５を安定化するために、固定層８を水可溶合金から製造する代わりに、石膏材料又は低溶融金属若しくは低融解性合金で形成しても、負荷支持層に付着した後、固定層８を取り外すことができる。
【００４５】
更に負荷支持層９を溶射によって製造する代わりに、この負荷支持層を真空プラズマスプレー（Vakuum-Plasmaspritzen）又は冷間ガススプレー(Kaltgasspritzen)によっても製造することができる。
【００４６】
本発明によって、流動する冷却剤によって再生冷却可能な、ロケットエンジン用ノズルがつくられる。ノズル（図１参照）は、冷却剤が貫流可能な管状材料６からなる（図２参照）、ノズル本体３を有する。ノズル本体３の熱ガス側Ｈを形成する、スパイラル状複合構造５の表面に耐熱性負荷支持層９が付着される（図３ｃ参照）。
【００４７】
スパイラル状複合構造５の外側の端部領域tに別の負荷支持層７の形態の接続用フランジ領域を設けることができる（図３ｃ参照）。
【００４８】
スパイラル状複合構造５は方形断面、特に正方形断面を有する管状材料６からなる。
【００４９】
管状材料６の輪郭はスパイラル状複合構造５の外側に脹らみ１６を有する。
【００５０】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、ノズルが、非常に軽量な構造に製造され、且つ冷却剤の圧力に耐え、さらには、ノズル本体の熱ガス側の平滑な表面を確保することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のロケットエンジン用ノズルの実施形態の概略側面図である。
【図２】本発明のロケットエンジン用ノズルの実施形態の部分断面図である。
【図３】（ａ）ないし（ｃ）は、流動する冷却剤によって再生冷却される本発明のロケットエンジン用ノズルの実施形態の製造方法を示しており、（ｂ）は図２のＡで示す部分の拡大図である。
【図４】（ａ）及び（ｂ）は、本発明の方法によってノズル本体を製造するのに利用される管状材料を示す拡大断面図である。
【符号の説明】
１ ロケットエンジン
２ ノズル
３ ノズル本体
４ 燃焼室
５ スパイラル状複合構造
６ 管状材料
７ 負荷支持層
８ 固定層
９ 負荷支持層
１０ 混合システム
１１ 燃料供給管
１２ 酸化剤供給管
１３ 冷却剤供給管
１４ 冷却剤排出管
１５ 排気ガス流
１６ 脹らみ
Claims (22)
- 流動する冷却剤によって再生冷却されるロケットエンジン用ノズルの製造方法であって、
・ 前記ノズルの作動中に冷却剤が貫流可能な管状材料（６）を、スパイラル状複合構造（５）の形態に巻心に巻き付けることによってノズル本体（３）を造る過程と、
・ 前記スパイラル状複合構造（５）を一体に固定させる過程と、
・ 前記固定させたスパイラル状複合構造（５）を巻心から取り除く過程と、
・ ノズル本体（３）の熱ガス側（Ｈ）を形成する、前記固定させたスパイラル状複合構造（５）の表面に耐熱性負荷支持層（９）を付着する過程とからなることを特徴とするロケットエンジン用ノズルの製造方法。 - 前記負荷支持層（９）の付着をスプレー塗装法によって行うことを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記負荷支持層（９）の付着を高速酸素燃料法による溶射によって行うことを特徴とする請求項２に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記負荷支持層（９）の付着を真空プラズマスプレーによって行うことを特徴とする請求項２に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記負荷支持層（９）の付着を冷間ガススプレーによって行うことを特徴とする請求項２に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記スパイラル状複合構造（５）の固定を、前記管状材料を、巻心に巻き付けた後、該スパイラル状複合構造（５）の外側（Ａ）に取り外し可能な固定層（８）を付着させることによって行うことを特徴とする請求項１乃至５の何れか一項に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記固定層（８）を前記管状材料にスプレー塗装することによって形成することを特徴とする請求項６に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記固定層（８）を水可溶合金によって形成することを特徴とする請求項６又は７に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記水可溶合金がアクアロイ（AQUALLOY)合金であ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用ノズルの製造方法。
- 前記固定層（８）を石膏材料によって形成することを特徴とする請求項６又は７に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記固定層（８）を低溶融金属又は低溶融合金によって形成することを特徴とする請求項６又は７に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記固定層（８）を前記負荷支持層（９）を造った後に剥離することを特徴とする請求項６乃至１１の何れか一項に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記スパイラル状複合構造（５）の外側の端部領域に別の耐熱性負荷支持層（７）を付着させ、接続用フランジ領域を作りだすことを特徴とする請求項１乃至１２の何れか一項に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記固定層（８）を前記負荷支持層（９）を造った後に剥離した後、別の負荷支持層（７）を付着させることを特徴とする請求項１３に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記負荷支持層（９）の付着後に、前記負荷支持層の表面平滑性を高めるために後加工を行うことを特徴とする請求項１乃至１４の何れか一項に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 負荷支持層（９、７）の形成後にスパイラル状複合構造（５）の焼なまし処理を行うことを特徴とする請求項１乃至１５の何れか一項に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記スパイラル状複合構造（５）の巻き付け形成に使用する管状材料（６）が方形断面、または正方形断面を有することを特徴とする請求項１乃至１６の何れか一項に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- 前記負荷支持層（９、７）の形成後に、スパイラル状複合構造（５）の外側に管状材料（６）の脹らみ（１６）を生ぜしめるように、前記管状材料（６）内に高圧媒体を導入することによって前記スパイラル状複合構造（５）を外方へ押しやることが行われることを特徴とする請求項１７に記載のロケットエンジン用ノズルの製造方法。
- スパイラル状複合構造（５）の形態の、冷却剤が貫流可能な管状材料（６）からなるノズル本体（３）を備える、流動する冷却剤により冷却可能なロケットエンジン用ノズルであって、ノズル本体（３）の熱ガス側（Ｈ）を形成するスパイラル状複合構造（５）の表面に付着された耐熱性負荷支持層（９）を有することを特徴とするロケットエンジン用ノズル。
- 前記スパイラル状複合構造（５）の外側の端部領域に、別の負荷支持層（７）の形態の接続用フランジ領域を備えることを特徴とする請求項１９に記載のロケットエンジン用ノズル。
- 前記スパイラル状複合構造（５）が方形断面、または正方形断面の管状材料（６）で形成されていることを特徴とする請求項１９又は２０に記載のロケットエンジン用ノズル。
- 前記管状材料（６）の輪郭が前記スパイラル状複合構造（５）の外側の脹らみ（１６）を含むことを特徴とする請求項２１に記載のロケットエンジン用ノズル。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19915082A DE19915082C1 (de) | 1999-04-01 | 1999-04-01 | Verfahren zur Herstellung einer gekühlten Düse für ein Raketentriebwerk |
| DE19915082:6 | 1999-04-01 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000320404A JP2000320404A (ja) | 2000-11-21 |
| JP4465485B2 true JP4465485B2 (ja) | 2010-05-19 |
Family
ID=7903388
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000098828A Expired - Fee Related JP4465485B2 (ja) | 1999-04-01 | 2000-03-31 | ロケットエンジン用ノズルの製造方法及びロケットエンジン用ノズル |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US6470671B1 (ja) |
| JP (1) | JP4465485B2 (ja) |
| DE (1) | DE19915082C1 (ja) |
| FR (1) | FR2791589B1 (ja) |
| SE (1) | SE520969C2 (ja) |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4537509B2 (ja) * | 1998-05-07 | 2010-09-01 | 株式会社リコー | 画像形成装置 |
| FR2836699B1 (fr) * | 2002-03-04 | 2005-02-11 | Eads Launch Vehicles | Moteur de fusee |
| US6883220B2 (en) * | 2002-07-17 | 2005-04-26 | The Boeing Company | Method for forming a tube-walled article |
| EP1398569A1 (de) * | 2002-09-13 | 2004-03-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine |
| CA2444917A1 (en) * | 2002-10-18 | 2004-04-18 | United Technologies Corporation | Cold sprayed copper for rocket engine applications |
| US6802179B2 (en) * | 2002-12-02 | 2004-10-12 | Aerojet-General Corporation | Nozzle with spiral internal cooling channels |
| US20070163228A1 (en) * | 2006-01-19 | 2007-07-19 | United Technologies Corporation | Gas augmented rocket engine |
| JP4887133B2 (ja) * | 2006-12-21 | 2012-02-29 | 株式会社リコー | 画像形成装置 |
| US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
| FR2915528B1 (fr) | 2007-04-25 | 2012-07-06 | Astrium Sas | Procede et dispositif pour alimenter un moteur de propulsion spatiale en ergols cryogeniques liquides. |
| DE102010019958B4 (de) * | 2010-05-08 | 2016-05-04 | MTU Aero Engines AG | Verfahren zur Herstellung eines Einlaufbelags |
| RU2480611C1 (ru) * | 2012-01-11 | 2013-04-27 | Открытое Акционерное Общество "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" | Способ изготовления камеры жидкостного ракетного двигателя |
| RU2480610C1 (ru) * | 2012-01-11 | 2013-04-27 | Открытое Акционерное Общество "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| JP6289652B2 (ja) | 2014-09-25 | 2018-03-07 | 合同会社パッチドコニックス | 流体を加圧し供給する装置、システム、および方法。 |
| CN105710606A (zh) * | 2015-11-25 | 2016-06-29 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种燃气发生器喷嘴头的加工方法 |
| US9835114B1 (en) | 2017-06-06 | 2017-12-05 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa | Freeform deposition method for coolant channel closeout |
| US10471542B1 (en) * | 2017-06-27 | 2019-11-12 | United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa | Cladding and freeform deposition for coolant channel closeout |
| CN110925114A (zh) * | 2019-12-27 | 2020-03-27 | 哈尔滨工程大学 | 一种发动机壳体冷却装置 |
Family Cites Families (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3190070A (en) * | 1950-04-05 | 1965-06-22 | Thiokol Chemical Corp | Reaction motor construction |
| GB794660A (en) * | 1954-08-30 | 1958-05-07 | Havilland Engine Co Ltd | Heat exchangers |
| US3241311A (en) * | 1957-04-05 | 1966-03-22 | United Aircraft Corp | Turbofan engine |
| US3099909A (en) * | 1959-05-21 | 1963-08-06 | United Aircraft Corp | Nozzle construction |
| US3170286A (en) * | 1962-03-26 | 1965-02-23 | Stein Samuel | Injector-valve device |
| US3349464A (en) * | 1962-06-29 | 1967-10-31 | Aerojet General Co | Method of making rocket combustion chamber |
| US3289943A (en) * | 1962-08-17 | 1966-12-06 | Westinghouse Electric Corp | Thermal barrier for thrust vehicle nozzle |
| US3224678A (en) * | 1962-10-04 | 1965-12-21 | Marquardt Corp | Modular thrust chamber |
| US3170266A (en) | 1962-11-07 | 1965-02-23 | Reynolds Metals Co | Soffit systems |
| US3267664A (en) * | 1963-03-19 | 1966-08-23 | North American Aviation Inc | Method of and device for cooling |
| DE1264160B (de) * | 1966-12-15 | 1968-03-21 | Boelkow Gmbh | Fluessigkeitsgekuehlte Bauteile, wie Raketenbrennkammern, und Verfahren zu deren Herstellung |
| US3460759A (en) * | 1967-03-07 | 1969-08-12 | Nasa | Combustion chamber |
| US3692637A (en) * | 1969-11-24 | 1972-09-19 | Carl Helmut Dederra | Method of fabricating a hollow structure having cooling channels |
| US3897316A (en) * | 1972-05-17 | 1975-07-29 | Us Air Force | Method for manufacturing a composite wall for a regeneratively cooled thrust chamber of a liquid propellant rocket engine |
| US4148121A (en) * | 1974-06-12 | 1979-04-10 | Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschrankter Haftung | Method and apparatus for manufacturing rotationally symmetrical constructional parts such as nozzles and combination chambers of rocket engines |
| DE2522681C2 (de) * | 1975-05-22 | 1983-04-14 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Vorrichtung zur Montage von spiralförmig gebogenen Rohren zur Herstellung von rotationssymmetrischen Bauteilen |
| US4131057A (en) * | 1976-09-29 | 1978-12-26 | Phillips Petroleum Company | Apparatus for forming a convoluted container sidewall |
| FR2482666B1 (fr) * | 1980-05-19 | 1985-06-21 | Europ Propulsion | Liaison mecanique et isolante entre une tuyere et l'enveloppe bobinee de la chambre de combustion d'un propulseur |
| DE3942022A1 (de) * | 1989-12-20 | 1991-06-27 | Mtu Muenchen Gmbh | Verfahren und vorrichtung zur kuehlung eines flugtriebwerkes |
| US5221045A (en) * | 1991-09-23 | 1993-06-22 | The Babcock & Wilcox Company | Bulge formed cooling channels with a variable lead helix on a hollow body of revolution |
| DE4301041C1 (de) * | 1993-01-16 | 1994-04-28 | Deutsche Aerospace | Verfahren zur Herstellung einer fluidgekühlten Wand in Röhrchenverbundbauweise |
| DE4326338C2 (de) * | 1993-08-05 | 1996-07-18 | Daimler Benz Aerospace Ag | Schweißroboter |
| US5546656A (en) * | 1994-11-30 | 1996-08-20 | United Technologies Corporation | Fabrication of rocket thrust chambers |
| DE19520885C2 (de) * | 1995-06-08 | 1999-05-20 | Daimler Benz Ag | Verfahren zum thermischen Spritzen von Schichten aus Metallegierungen oder Metallen und seine Verwendung |
-
1999
- 1999-04-01 DE DE19915082A patent/DE19915082C1/de not_active Expired - Fee Related
-
2000
- 2000-03-27 SE SE0001068A patent/SE520969C2/sv unknown
- 2000-03-30 FR FR0004017A patent/FR2791589B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2000-03-30 US US09/539,043 patent/US6470671B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-03-31 JP JP2000098828A patent/JP4465485B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
2001
- 2001-10-18 US US10/042,062 patent/US6543135B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE19915082C1 (de) | 2000-07-13 |
| SE0001068D0 (sv) | 2000-03-27 |
| SE0001068L (sv) | 2000-10-02 |
| US6543135B2 (en) | 2003-04-08 |
| JP2000320404A (ja) | 2000-11-21 |
| FR2791589A1 (fr) | 2000-10-06 |
| US20020056762A1 (en) | 2002-05-16 |
| SE520969C2 (sv) | 2003-09-16 |
| FR2791589B1 (fr) | 2001-11-16 |
| US6470671B1 (en) | 2002-10-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4465485B2 (ja) | ロケットエンジン用ノズルの製造方法及びロケットエンジン用ノズル | |
| US7402335B2 (en) | Layer structure and method for producing such a layer structure | |
| US7182581B2 (en) | Layer system | |
| US20210025592A1 (en) | Methods of repairing a thermal barrier coating of a gas turbine component and the resulting components | |
| JP5791882B2 (ja) | 冷間溶射を用いたタービンローターの製作 | |
| US6617003B1 (en) | Directly cooled thermal barrier coating system | |
| US6375425B1 (en) | Transpiration cooling in thermal barrier coating | |
| US20020146541A1 (en) | Sandwich structure between metallic and non-metallic materials | |
| JP3947519B2 (ja) | 複合壁の製造方法 | |
| EP2108715A2 (en) | Thermal barrier coating system and coating methods for gas turbine engine shroud | |
| WO2006085995A2 (en) | Method of producing metal article having internal passage coated with a ceramic coating | |
| JP2001164353A (ja) | タービンエンジン構成部品の断熱皮膜系 | |
| CN102448650A (zh) | 通过在轮廓外部或者围绕轮廓施加的焊接带来焊接零件的凹处的方法；相应的零件 | |
| US6303191B1 (en) | Process for the production of a heat pipe | |
| JP6382316B2 (ja) | タービンブレード又はベーンの遮熱コーティング | |
| US7112301B2 (en) | HIP manufacture of a hollow component | |
| US6087023A (en) | Near net-shape VPS formed multilayered combustion system components and method of forming the same | |
| CN106906471A (zh) | 具有改进的隔热涂层系统的燃气涡轮构件 | |
| US20120088064A1 (en) | Method For Coating A Component With Film Cooling Holes And Component | |
| US20120301624A1 (en) | Spray nozzle and method for atmospheric spraying, device for coating, and coated component | |
| CN104416984A (zh) | 多孔的陶瓷层系统 | |
| JPH1046314A (ja) | 外面耐食管の製造方法 | |
| US6261422B1 (en) | Production of hollowed/channeled protective thermal-barrier coatings functioning as heat-exchangers | |
| EP3693489B1 (en) | A combustor wall with bond coat layer and layer of networked ceramic nanofibers | |
| JPH0459978A (ja) | 炭素系材料の耐酸化コーティング方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20061211 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090526 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090825 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20091201 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20091225 |
|
| A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20100105 |
|
| A711 | Notification of change in applicant |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A711 Effective date: 20100201 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20100201 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A821 Effective date: 20100201 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130305 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130305 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140305 Year of fee payment: 4 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |