JPH0656134B2 - ロケットエンジン壁を冷却するための装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ロケットエンジンの燃焼室壁とノズル壁とを
冷却するための装置にして、その装置には、前記壁内に
密に互いに並んで位置しロケットエンジン方向又はそれ
に対して斜めで螺旋形に延びる多数の冷却通路と、冷却
通路を結合し、冷却媒体の供給部と排出部の為のリング
形状の少なくとも２つの室と、対応する室に通じる少な
くともそれぞれ１つの供給通路乃至は排出通路とがあ
り、その際前記両方の壁が、冷却通路によって貫通され
ない薄い内側壁部分と比較的厚い外側壁部分とから成っ
ている様な装置に関する。

この様な装置はスイス国特許第3 24 836号公報から知ら
れている。この種のロケットエンジン構造においては、
内壁厚さが僅かなために熱いエンジン内側から冷却通路
を流通する冷却媒体への良好な熱伝導が保証されている
のが有利であり、その際エンジン内圧による機械的な負
荷が大部分冷却通路の外側で比較的厚い外側壁側部によ
って吸収される。このことはスイス国特許第3 24 836号
公報において構造的に、互いに境を接し螺旋巻きした多
くの冷却管からなる固有の冷却構造が外側で耐圧性のジ
ャケット（Ｊ）で被覆されている様にして解決される。
その際螺旋角度のために第２図から第５図ではロケット
エンジンの２倍以上の長さと成っており、第６図及び第
７図ではそれよりも更に長く成っている流通路が冷却管
内に生ずる。それ相応に小さな冷却通路横断面を有する
予め決めたロケットエンジン構造厚さが比較的小さい場
合には、これは非常に高い圧力損失を招き、従って冷却
媒体装入量を制限することになる。これはまた冷却出力
を制限し、従ってエンジン出力をも限定する。スイス国
特許第3 24 836号公報による特に有利に適用される円形
の冷却管は、耐圧性のジャケットに機械的に力を伝達す
ることに関して比較的不都合である。

従って従来のロケットエンジン構造の複数の冷却通路は
幾つかの理由から一般的に非常に小さな流路断面を備え
ている。第一に冷却通路壁は機械的に高い冷却媒体圧に
耐える必要があり、この圧力は燃焼室内圧よりも高く、
このことは小さな寸法でのみ可能である。第二に効果的
な冷却は冷却媒体の速い流速、即ち小さな流路断面を必
要とする。更に構造重量は出来るだけ軽くすべきであ
り、このことはまた構造壁厚さ、従って低い冷却通路高
さで初めて可能である。その為流路断面が小さいことは
冷却媒体の圧力損失に対する重要な原因となる。

従来技術による解決策では個々の冷却通路は、エンジン
長さの大部分に渡って貫通して部分的に螺旋形通路上で
延び、従って非常に長い通路が生ずる。これは冷却媒体
の高い圧力損失に対する第二の重要な原因となる。

これに対して本発明は、エンジン出力を最適にすること
を考慮してロケットエンジンの熱的及び機械的な特性を
更に本質的に改良する構造的な手段を提示することを課
題とする。

この課題は、冷却通路が、周辺方向底部に比べてより大
きな半径方向の高さを有する矩形の断面を有しており、
冷却通路がその長さに渡って冷却媒体を供給する為のそ
れぞれ１つの室と排出する為のそれぞれ１つの室とを有
する幾つかの個別部分（冷却区間）に分割されており、
全ての室が少なくとも１つの共通する供給通路を介して
結合され、また全ての室が少なくとも１つの供給する排
出通路を介して結合されている様に解決される。

より狭い周辺底部と、より高い半径方向高さを有する冷
却通路の構造は、機械的に特に好ましい、というのは冷
却通路の間の多数の半径方向ウェブは、エンジン内圧か
ら生ずる力を外壁側へと直接的で均等に導入することを
保証するからである。

その長さに渡って幾つかの個別部分へと冷却通路を流体
技術的に分割する（平行接続する）ことは通路の数を多
くすること、従って流路断面を大きくすることと対応す
る。このことは事実上、冷却通路の数や全流路断面を多
くする結果となる。個々の冷却区間で冷却通路の長さを
短くすることと関連してその際本質的に少ない圧力損失
が生じ、エンジン冷却やエンジン出力が改良され、更に
より小さく軽量な冷却媒体ポンプを使用することによっ
て空間と重量とが節約される。

次に図面に基づいて本発明の実施例を詳細に説明するこ
とにする。

第１図の断面図から明らかなように、エンジン壁１３は
本発明によれば厚さの薄い内壁側１１と、比較的厚い外
壁側１２とから成り、また同時に大きな半径方向高さａ
と小さな周辺方向底部ｂとを有するかなり多数の冷却通
路５を有している。

予め決めた冷却通路高さにおけるこの小さな周辺方向底
部ｂは、高い燃焼室圧に対する薄い内壁側１１を支える
のに役立つ。即ち内壁側１１を比較的薄くするというこ
とで、熱伝導の低い物質が少ないことに基づいて熱い燃
焼室側と、内壁側１１の冷却される冷却通路側との間の
温度差が減少されることに成る。このことは、そのため
に冷却媒体流れ内での圧力損失が減少されることを意味
する。

冷却出力を更に改良するために、第２図によれば、冷却
媒体供給の為の供給通路１と、冷却媒体を戻す為の別の
通路１４とをエンジン壁１３の外側に設けるよう成され
ている。供給通路１と排出通路１４とは、流入孔２及び
流出孔１０を通り、室３とそれとは別の室８とを介して
冷却通路５と作用接続されており、その際これに対して
エンジン壁１３には室３，８の範囲に孔４，９を設けて
いる。これらの室３，８はその構造高さが次の様に、即
ちそれらの室３，８が熱的に繋がるのを避ける為に、エ
ンジン壁１３と通路１，１４との間のスペーサーとして
役立つ様に形成されている。供給通路１と排出通路１４
とにおける冷却媒体の供給方向が例えば矢印６と７とで
示されている。

第３図から略図でエンジン壁１３内の本発明による冷却
媒体供給の情況が分かる。その際エンジン壁１３内の冷
却媒体流入部及び流出部の間の距離ｅも、このエンジン
壁内で冷却区間ｆの長さも必要に応じて変えることがで
き、その際冷却通路５は通路１，１４と室３，８とを適
当に従属させてロケットエンジンのエンジン壁１３内で
その長手軸Ｌに対して平行な状態から直角となるまで配
置させることが出来る。

【図面の簡単な説明】

第１図は、薄い内壁側と比較的厚い外壁側とを有するロ
ケットエンジン壁の断面図を示し、第２図は、エンジン
壁を通る断面を斜視図で示し、第３図はロケットエンジ
ンの略図を示すものである。 図中参照番号 １……冷却媒体用の供給通路 ２……流入孔 ３，８……室 ４，９……孔 ５……冷却通路 ６，７……冷却媒体の流れ方向 １０……流出孔 １１……エンジン壁の内壁側 １２……エンジン壁の外壁側 １３……ロケットエンジン壁 １４……冷却媒体用の排出通路

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】ロケットエンジンの燃焼室壁とノズル壁と
   を冷却するための装置にして、その装置には、前記壁内
   に密に互いに並んで位置しロケットエンジン方向又はそ
   れに対して斜めで螺旋形に延びる多数の冷却通路と、冷
   却通路を結合し、冷却媒体の供給部と排出部のためのリ
   ング形状の少なくとも２つの室と、対応する室に通じる
   少なくともそれぞれ１つの供給通路乃至は排出通路とが
   あり、その際前記両方の壁が、冷却通路によって貫通さ
   れない薄い内側壁部分と比較的厚い外側壁部分とから成
   っている様な装置において、冷却通路（５）が、周辺方
   向底部（ｂ）に比べてより大きな半径方向の高さ（ａ）
   を有する矩形の断面を有しており、冷却通路（５）がそ
   の長さに渡って冷却媒体を供給する為のそれぞれ１つの
   室（３）と、排出する為のそれぞれ１つの室（８）とを
   有する幾つかの個別部分（冷却区間ｆ）に分割されてお
   り、全ての室（３）が少なくとも１つの共通する供給通
   路（１）を介して結合され、また全ての室（８）が少な
   くとも１つの共通する排出通路（１４）を介して結合さ
   れていることを特徴とする装置。