JPH09189261A - 宇宙船用高温燃焼室 - Google Patents
宇宙船用高温燃焼室Info
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- JPH09189261A JPH09189261A JP8322835A JP32283596A JPH09189261A JP H09189261 A JPH09189261 A JP H09189261A JP 8322835 A JP8322835 A JP 8322835A JP 32283596 A JP32283596 A JP 32283596A JP H09189261 A JPH09189261 A JP H09189261A
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- combustion chamber
- high temperature
- temperature combustion
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- 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
-
- 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
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
- F05D2300/15—Rare earth metals, i.e. Sc, Y, lanthanides
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- 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
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 ロケットエンジンの比推力を増大させること
により、宇宙船により大きな積載量を運ばさせ、それに
よって運航コストを低減する。 【解決手段】 宇宙船用高温燃焼室がここに提供され
る。高温燃焼室は、高温燃焼室を構成する外側面及び内
側面を有する中空ボデー部材を有する。ボデー部材は、
レニウムで実質的に作られる。イリジウムと、ロジウ
ム、プラチナ及びパラジウムからなる群から選択された
少なくとも合金用金属とからなる合金が、ボデー部材の
内側面の少なくとも一部に付着される。イリジウム及び
合金金属はボデー部材上に電着される。ＨＩＰサイクル
が、イリジウムと合金用金属の被覆を生じさせるために
ボデー部材上で遂行され、ボデー部材を酸化から保護す
る合金が形成される。
により、宇宙船により大きな積載量を運ばさせ、それに
よって運航コストを低減する。 【解決手段】 宇宙船用高温燃焼室がここに提供され
る。高温燃焼室は、高温燃焼室を構成する外側面及び内
側面を有する中空ボデー部材を有する。ボデー部材は、
レニウムで実質的に作られる。イリジウムと、ロジウ
ム、プラチナ及びパラジウムからなる群から選択された
少なくとも合金用金属とからなる合金が、ボデー部材の
内側面の少なくとも一部に付着される。イリジウム及び
合金金属はボデー部材上に電着される。ＨＩＰサイクル
が、イリジウムと合金用金属の被覆を生じさせるために
ボデー部材上で遂行され、ボデー部材を酸化から保護す
る合金が形成される。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】ここに説明する本発明は、米
国政府契約（Ｕ．Ｓ．ＧｏｖｅｒｎｍｅｎｔＣｏｎｔｒ
ａｃｔ）第ＮＡＳ３−２６２４６号又はアメリカ航空宇
宙局との下請け契約の過程において又は基づいてなされ
た。本発明は高温燃焼室及び宇宙船用高温燃焼室の製造
方法に関する。
国政府契約（Ｕ．Ｓ．ＧｏｖｅｒｎｍｅｎｔＣｏｎｔｒ
ａｃｔ）第ＮＡＳ３−２６２４６号又はアメリカ航空宇
宙局との下請け契約の過程において又は基づいてなされ
た。本発明は高温燃焼室及び宇宙船用高温燃焼室の製造
方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】宇宙船は、地球の周りの近地点、遠地点
又は静止軌道へ益々大きいペイロードを運ぶのに必要と
される。宇宙船用の現代の推進装置は、典型的には、二
ケイ化物で被覆されたコロンビウムで作られた燃焼室を
有するロケットエンジンを利用する。これらの燃焼室
は、約１３７１．１°Ｃ（２５００°Ｆ）の最大作動温
度を有する。この限られた最大作動温度は現代のロケッ
トエンジンの比推力を塊の推進剤ポンド当たり約３２０
ポンドの力積に制限する。燃焼室の作動温度を上昇させ
ることによってロケットエンジンの比推力を増大させる
ことができる。比推力を増大させることにより、推進装
置の効率が増大し、宇宙船により大きなペイロードを運
ばせ又はより少ない燃料を運ばせることができ、それに
よって、運航コストを減ずる。かくして、高温燃焼室
は、将来の宇宙船の高い性能要件を達成するのに必要と
される。
又は静止軌道へ益々大きいペイロードを運ぶのに必要と
される。宇宙船用の現代の推進装置は、典型的には、二
ケイ化物で被覆されたコロンビウムで作られた燃焼室を
有するロケットエンジンを利用する。これらの燃焼室
は、約１３７１．１°Ｃ（２５００°Ｆ）の最大作動温
度を有する。この限られた最大作動温度は現代のロケッ
トエンジンの比推力を塊の推進剤ポンド当たり約３２０
ポンドの力積に制限する。燃焼室の作動温度を上昇させ
ることによってロケットエンジンの比推力を増大させる
ことができる。比推力を増大させることにより、推進装
置の効率が増大し、宇宙船により大きなペイロードを運
ばせ又はより少ない燃料を運ばせることができ、それに
よって、運航コストを減ずる。かくして、高温燃焼室
は、将来の宇宙船の高い性能要件を達成するのに必要と
される。
【０００３】１つの提案された高温燃焼室は、化学的気
相蒸着（ＣＶＤ）を使用してイリジウム、次いでレニウ
ムをマンドレルに蒸着させることによって構成される。
しかしながら、この提案された高温燃焼室は、これが飛
行中に起こる極温サイクル、発射中の振動及びロケット
エンジンからの圧力から生じる引っ張り及び圧縮の周期
的な塑性ひずみによって引き起こされる構造的破損を受
けるので、完全に満足ではない。その上、製造工程は労
働集約型で、かつ再生産しにくいので、この提案された
高温燃焼室は製造するのに比較的費用がかかる。
相蒸着（ＣＶＤ）を使用してイリジウム、次いでレニウ
ムをマンドレルに蒸着させることによって構成される。
しかしながら、この提案された高温燃焼室は、これが飛
行中に起こる極温サイクル、発射中の振動及びロケット
エンジンからの圧力から生じる引っ張り及び圧縮の周期
的な塑性ひずみによって引き起こされる構造的破損を受
けるので、完全に満足ではない。その上、製造工程は労
働集約型で、かつ再生産しにくいので、この提案された
高温燃焼室は製造するのに比較的費用がかかる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】かくして、推進装置の
効率を増大させるように高温で作動し、構造的破損に弾
力的であり、製造するのに比較的費用のかからない高温
燃焼室に関する要望がある。
効率を増大させるように高温で作動し、構造的破損に弾
力的であり、製造するのに比較的費用のかからない高温
燃焼室に関する要望がある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は、この要望を満
たす高温燃焼室及び高温燃焼室の製造方法に関し、該高
温燃焼室は高温に耐えることができ、構造的破損に弾力
的である。かくして、高温燃焼室をロケットエンジンに
使用したとき、より高い比推力が見込まれ、それによっ
て宇宙船の効率が増大する。本発明の特徴を有する高温
燃焼室は、高温燃焼室を構成し、外面と内面を有するボ
デー部材を含む。ボデー部材は、実質的にレニウムで作
られる。イリジウムと、少なくとも１つの合金用金属と
からなる合金を内面の少なくとも一部分に付着させ、イ
リジウムを外面に付着させる。合金用金属はロジウム、
プラチナ及びパラジウムとからなる群から選択される。
ロジウムは高温に耐え、かつ酸化に耐性があるので、好
ましくは、合金用金属はロジウムが良い。以下に詳細に
説明するように、高温燃焼室は約２２０４．４°Ｃ（４
０００°Ｆ）を超える温度で作動する。
たす高温燃焼室及び高温燃焼室の製造方法に関し、該高
温燃焼室は高温に耐えることができ、構造的破損に弾力
的である。かくして、高温燃焼室をロケットエンジンに
使用したとき、より高い比推力が見込まれ、それによっ
て宇宙船の効率が増大する。本発明の特徴を有する高温
燃焼室は、高温燃焼室を構成し、外面と内面を有するボ
デー部材を含む。ボデー部材は、実質的にレニウムで作
られる。イリジウムと、少なくとも１つの合金用金属と
からなる合金を内面の少なくとも一部分に付着させ、イ
リジウムを外面に付着させる。合金用金属はロジウム、
プラチナ及びパラジウムとからなる群から選択される。
ロジウムは高温に耐え、かつ酸化に耐性があるので、好
ましくは、合金用金属はロジウムが良い。以下に詳細に
説明するように、高温燃焼室は約２２０４．４°Ｃ（４
０００°Ｆ）を超える温度で作動する。
【０００６】ボデー部材は、入口端、反対の出口端、先
細ノズル、スロート、及び末広ノズルを含むことができ
る。ボデー部材の燃焼室部分は入口端と先細ノズルとの
間に延びる。燃焼室部分は、特にロケット燃料からの腐
食を受けるので、好ましくは、燃焼室部分全体は、レニ
ウムボデー部材を腐食及び酸化から保護するために合金
で十分に被覆されるのが良い。好ましくは、製造するに
当たって容易さ及び一貫性のため、イリジウムの被覆
を、内面全体を酸化から保護するように内面及び外面に
電着させ、その後、合金金属の被覆を燃焼室部分のイリ
ジウム被覆に電着させるのが良い。最適には、内面を上
記に詳述したように被覆させた後、燃焼室を、熱間アイ
ソスタティック圧縮（Ｈｏｔ Ｉｓｏｓｔａｔｉｃ Ｐ
ｒｅｓｓｉｎｇ（ＨＩＰ））サイクル、即ち、高温及び
高圧を受け、予備燃焼中、被覆のふくれ又はバブルを防
ぐ。
細ノズル、スロート、及び末広ノズルを含むことができ
る。ボデー部材の燃焼室部分は入口端と先細ノズルとの
間に延びる。燃焼室部分は、特にロケット燃料からの腐
食を受けるので、好ましくは、燃焼室部分全体は、レニ
ウムボデー部材を腐食及び酸化から保護するために合金
で十分に被覆されるのが良い。好ましくは、製造するに
当たって容易さ及び一貫性のため、イリジウムの被覆
を、内面全体を酸化から保護するように内面及び外面に
電着させ、その後、合金金属の被覆を燃焼室部分のイリ
ジウム被覆に電着させるのが良い。最適には、内面を上
記に詳述したように被覆させた後、燃焼室を、熱間アイ
ソスタティック圧縮（Ｈｏｔ Ｉｓｏｓｔａｔｉｃ Ｐ
ｒｅｓｓｉｎｇ（ＨＩＰ））サイクル、即ち、高温及び
高圧を受け、予備燃焼中、被覆のふくれ又はバブルを防
ぐ。
【０００７】その上、外面の少なくとも一部分、より好
ましくは、外面全体は、燃焼室の放射率を増大させるた
めに酸化ハフニウムで被覆することができ、従って、燃
焼室が大気に効果的に熱を伝える。本発明は又、レニウ
ムから中空ボデー部材を製造する段階及びイリジウムと
少なくとも１つの合金用金属からなる合金をボデー部材
の内面の少なくとも一部分に付着させるための段階を含
む高温燃焼室を作るための方法を含む。その上、本発明
は、実質的にレニウムと、ボデー部材の少なくとも一部
分に付着させたイリジウム及び少なくとも１つの合金用
金属とからなる合金で作られたボデー部材を有する高温
面を含む。本発明は、将来の宇宙船の高い性能要件を満
たすために高温で作動し、かつ構造的破損に対し弾力的
である高温燃焼室及び高温燃焼室を作るための方法を提
供する。その上、合金は内面に電着されるので、高温燃
焼室は製造するのに比較的費用がかからない。
ましくは、外面全体は、燃焼室の放射率を増大させるた
めに酸化ハフニウムで被覆することができ、従って、燃
焼室が大気に効果的に熱を伝える。本発明は又、レニウ
ムから中空ボデー部材を製造する段階及びイリジウムと
少なくとも１つの合金用金属からなる合金をボデー部材
の内面の少なくとも一部分に付着させるための段階を含
む高温燃焼室を作るための方法を含む。その上、本発明
は、実質的にレニウムと、ボデー部材の少なくとも一部
分に付着させたイリジウム及び少なくとも１つの合金用
金属とからなる合金で作られたボデー部材を有する高温
面を含む。本発明は、将来の宇宙船の高い性能要件を満
たすために高温で作動し、かつ構造的破損に対し弾力的
である高温燃焼室及び高温燃焼室を作るための方法を提
供する。その上、合金は内面に電着されるので、高温燃
焼室は製造するのに比較的費用がかからない。
【０００８】本発明のこれらのそして他の特徴、外観並
びに利点は下記の説明を参照してより理解されるであろ
う。
びに利点は下記の説明を参照してより理解されるであろ
う。
【０００９】
【発明の実施の形態】本発明による高温燃焼室１０が、
(i) 外面１４及び内面１６を有する中空ボデー部材１２
と、(ii)ボデー部材１２の内面１６の少なくとも一部分
に付着された、イリジウムと、ロジウム、プラチナ及び
パラジウムからなる群から選択された少なくとも１つの
合金用金属とからなる合金１８とを有する。 高温燃焼
室１０は高温表面、即ち、宇宙船、即ち、ロケット、衛
星、又はスペースシャトル用燃焼室、化学反応器用反応
室、又は原子炉用核反応室のような燃焼室を必要とする
応用に対して有用である。図に示す実施の形態では、高
温燃焼室１０は宇宙船２０用燃焼室であり、ボデー部材
１２は中空の円筒状で、入口端２２及び出口端２４を含
む。円筒状ボデー部材１２は、入口端２２と出口端２４
との間に先細ノズル２５を形成するように先細り、そし
て末広ノズル２７を形成するように末広がる。ボデー部
材１２のスロート２６は先細ノズル２５と末広ノズル２
７との間に位置決めされる。ボデー部材１２の燃焼室部
分２９が入口端２２から先細ノズル２５の近くまで延び
ている。典型的には、燃焼室部分２９はロケット燃料か
らの高いレベルの腐食を受ける。
(i) 外面１４及び内面１６を有する中空ボデー部材１２
と、(ii)ボデー部材１２の内面１６の少なくとも一部分
に付着された、イリジウムと、ロジウム、プラチナ及び
パラジウムからなる群から選択された少なくとも１つの
合金用金属とからなる合金１８とを有する。 高温燃焼
室１０は高温表面、即ち、宇宙船、即ち、ロケット、衛
星、又はスペースシャトル用燃焼室、化学反応器用反応
室、又は原子炉用核反応室のような燃焼室を必要とする
応用に対して有用である。図に示す実施の形態では、高
温燃焼室１０は宇宙船２０用燃焼室であり、ボデー部材
１２は中空の円筒状で、入口端２２及び出口端２４を含
む。円筒状ボデー部材１２は、入口端２２と出口端２４
との間に先細ノズル２５を形成するように先細り、そし
て末広ノズル２７を形成するように末広がる。ボデー部
材１２のスロート２６は先細ノズル２５と末広ノズル２
７との間に位置決めされる。ボデー部材１２の燃焼室部
分２９が入口端２２から先細ノズル２５の近くまで延び
ている。典型的には、燃焼室部分２９はロケット燃料か
らの高いレベルの腐食を受ける。
【００１０】図２を参照すると、燃焼室の厚みは約１．
５mm（６０ｍｉｌｓ）と約５．１mm（２００ｍｉｌｓ）
との間で変化する。先細ノズル２５、スロート２６、末
広ノズル２７及び出口端２４は、より高いレベルの振動
及びより高い温度を受けるので、それらは典型的にはボ
デー部材１２の残部よりも厚い。ボデー部材１２は又、
円筒状の取付フランジ２８を含むのが良く、該フランジ
はボデー部材１２を宇宙船２０の推進装置３２に取付け
るための、フランジに貫通する複数の取付け孔３０を有
する。取付けフランジ２８は入口端２２に溶接され、又
は、別の例として、ボデー部材１２の一体部品として製
造される。レニウムは高温で優れた強度特性を有し、か
つ構造的破損に弾力的であるので、ボデー部材１２は実
質的にレニウムで作られる。好ましくは、レニウムは９
９．９９５％純粋で、９７％はレニウムの最小理論密度
であり、ボデー部材１２の完全性を確保するために０．
１５２mm（０．００６インチ）の最大粒度を有する。
５mm（６０ｍｉｌｓ）と約５．１mm（２００ｍｉｌｓ）
との間で変化する。先細ノズル２５、スロート２６、末
広ノズル２７及び出口端２４は、より高いレベルの振動
及びより高い温度を受けるので、それらは典型的にはボ
デー部材１２の残部よりも厚い。ボデー部材１２は又、
円筒状の取付フランジ２８を含むのが良く、該フランジ
はボデー部材１２を宇宙船２０の推進装置３２に取付け
るための、フランジに貫通する複数の取付け孔３０を有
する。取付けフランジ２８は入口端２２に溶接され、又
は、別の例として、ボデー部材１２の一体部品として製
造される。レニウムは高温で優れた強度特性を有し、か
つ構造的破損に弾力的であるので、ボデー部材１２は実
質的にレニウムで作られる。好ましくは、レニウムは９
９．９９５％純粋で、９７％はレニウムの最小理論密度
であり、ボデー部材１２の完全性を確保するために０．
１５２mm（０．００６インチ）の最大粒度を有する。
【００１１】ボデー部材１２を粉末冶金法を利用して製
造する。粉末冶金処理は型にレニウム粉末を充填し、次
いで圧力を型に加えることを含む。引き続いて、ボデー
部材１２は焼結工程を受ける。次に、ボデー部材１２
は、ボデー部材１２内の空隙を団結させるためにＨＩＰ
サイクルを受ける。レニウムで作られた適当なボデー部
材１２は、オハイオ州イーリア（Ｅｌｙｒｉａ）に位置
するレニウム合金（Ｒｈｅｎｉｕｍ Ａｌｌｏｙｓ）に
よって製造することができる。レニウムの粉末冶金処理
は、ここに援用した、１９９１年７月１９日のジャーナ
ル オブ マテリアルズ（Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｍａ
ｔｅｒｉａｌｓ）、２４頁乃至２６頁のボリス ディ
ー．ブライスキン（Ｂｏｒｉｓ Ｄ．Ｂｒｙｓｋｉｎ）
とフランク シー ダネック（Ｆｒａｎｋ Ｃ Ｄａｎ
ｅｋ）による、レニウムの製造における粉末処理（Ｐｏ
ｗｅｒ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ ｉｎ ｔｈｅ Ｆａｂ
ｒｉｃａｔｉｏｎ ｏｆ Ｒｈｅｎｉｕｍ）と題された
文献に説明されている。
造する。粉末冶金処理は型にレニウム粉末を充填し、次
いで圧力を型に加えることを含む。引き続いて、ボデー
部材１２は焼結工程を受ける。次に、ボデー部材１２
は、ボデー部材１２内の空隙を団結させるためにＨＩＰ
サイクルを受ける。レニウムで作られた適当なボデー部
材１２は、オハイオ州イーリア（Ｅｌｙｒｉａ）に位置
するレニウム合金（Ｒｈｅｎｉｕｍ Ａｌｌｏｙｓ）に
よって製造することができる。レニウムの粉末冶金処理
は、ここに援用した、１９９１年７月１９日のジャーナ
ル オブ マテリアルズ（Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｍａ
ｔｅｒｉａｌｓ）、２４頁乃至２６頁のボリス ディ
ー．ブライスキン（Ｂｏｒｉｓ Ｄ．Ｂｒｙｓｋｉｎ）
とフランク シー ダネック（Ｆｒａｎｋ Ｃ Ｄａｎ
ｅｋ）による、レニウムの製造における粉末処理（Ｐｏ
ｗｅｒ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ ｉｎ ｔｈｅ Ｆａｂ
ｒｉｃａｔｉｏｎ ｏｆ Ｒｈｅｎｉｕｍ）と題された
文献に説明されている。
【００１２】内面１６は、イリジウムと、ロジウム、プ
ラチナ及びパラジウムからなる群から選択された少なく
とも１つの合金用金属とからなる合金１８で被覆され
る。合金１８は、レニウムボデー部材１２をロケット燃
料からの腐食及び酸化から保護する。好ましくは、内面
１６全体が、内面１６を酸化から保護するためにイリジ
ウムで被覆されるのが良い。合金用金属は、１８１５．
５°Ｃ乃至１９２６．７°Ｃ（３３００°─３５００°
Ｆ）の最大範囲の温度に適しているに過ぎないので、好
ましくは、ロケット燃料からの腐食を特に受ける燃焼室
部分２９だけが合金１８で被覆されるのが良い。最初
に、イリジウムの被覆をボデー部材１２の内面１６に電
着させて、内面全体を酸化から保護する。イリジウム被
覆の厚みは５０．８ミクロン（２ｍｉｌｓ）と２５４ミ
クロン（１０ｍｉｌｓ）との間で変わり、好ましくは、
１０１．６ミクロン（４ｍｉｌｓ）と１２７ミクロン
（５ｍｉｌｓ）の間である。イリジウムのより厚い被覆
により、合金１８を比較的容易に剥落させ又は欠落さ
せ、イリジウムのより薄い被覆は、長期間の間に酸化に
対する保護を不十分にする。電着処理を行う適当な業者
は、アラバマ州のハンツヴィル（Ｈｕｎｔｓｖｉｌｌ
ｅ）に位置するエレクトロフォーム ニッケル（Ｅｌｅ
ｃｔｒｏｆｏｒｍ Ｎｉｃｋｅｌ）社である。
ラチナ及びパラジウムからなる群から選択された少なく
とも１つの合金用金属とからなる合金１８で被覆され
る。合金１８は、レニウムボデー部材１２をロケット燃
料からの腐食及び酸化から保護する。好ましくは、内面
１６全体が、内面１６を酸化から保護するためにイリジ
ウムで被覆されるのが良い。合金用金属は、１８１５．
５°Ｃ乃至１９２６．７°Ｃ（３３００°─３５００°
Ｆ）の最大範囲の温度に適しているに過ぎないので、好
ましくは、ロケット燃料からの腐食を特に受ける燃焼室
部分２９だけが合金１８で被覆されるのが良い。最初
に、イリジウムの被覆をボデー部材１２の内面１６に電
着させて、内面全体を酸化から保護する。イリジウム被
覆の厚みは５０．８ミクロン（２ｍｉｌｓ）と２５４ミ
クロン（１０ｍｉｌｓ）との間で変わり、好ましくは、
１０１．６ミクロン（４ｍｉｌｓ）と１２７ミクロン
（５ｍｉｌｓ）の間である。イリジウムのより厚い被覆
により、合金１８を比較的容易に剥落させ又は欠落さ
せ、イリジウムのより薄い被覆は、長期間の間に酸化に
対する保護を不十分にする。電着処理を行う適当な業者
は、アラバマ州のハンツヴィル（Ｈｕｎｔｓｖｉｌｌ
ｅ）に位置するエレクトロフォーム ニッケル（Ｅｌｅ
ｃｔｒｏｆｏｒｍ Ｎｉｃｋｅｌ）社である。
【００１３】電着処理は、ここに援用した、１９９１年
７月１９日の材料ジャーナル（Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ
Ｍａｔｅｒｉａｌｓ）、１５頁乃至１９頁のドナルド
アール シャドウエイ（Ｄｏｎａｌｄ Ｒ．Ｓａｄｏｗ
ａｙ）による、工場金属の電気化学処理（Ｅｌｅｃｔｒ
ｏｃｈｅｍｉｃａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ ｏｆＦａ
ｃｔｏｒｙ Ｍｅｔａｌｓ）の文献に説明されている。
引き続いて、ロジウム、プラチナ及びパラジウムからな
る群から選択された合金用金属の被覆を、燃焼室部分２
９だけに電着処理を利用してイリジウム被覆の上に付着
させる。合金用金属のこの被覆の厚みは、２５．４ミク
ロン（１ｍｉｌｓ）と１２７ミクロン（５ｍｉｌｓ）と
の間で変化し、好ましくは、５０．８ミクロン（２ｍｉ
ｌｓ）と７６．２ミクロン（３ｍｉｌｓ）との間であ
る。厚い被覆は剥落を受け、より薄い被覆は酸化からの
保護を不十分にする。電着処理を行う適当な業者は、ア
ラバマ州のハンツヴィル（Ｈｕｎｔｓｖｉｌｌｅ）に位
置するエレクトロフォーム ニッケル（Ｅｌｅｃｔｒｏ
ｆｏｒｍ Ｎｉｃｋｅｌ）社である。
７月１９日の材料ジャーナル（Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ
Ｍａｔｅｒｉａｌｓ）、１５頁乃至１９頁のドナルド
アール シャドウエイ（Ｄｏｎａｌｄ Ｒ．Ｓａｄｏｗ
ａｙ）による、工場金属の電気化学処理（Ｅｌｅｃｔｒ
ｏｃｈｅｍｉｃａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ ｏｆＦａ
ｃｔｏｒｙ Ｍｅｔａｌｓ）の文献に説明されている。
引き続いて、ロジウム、プラチナ及びパラジウムからな
る群から選択された合金用金属の被覆を、燃焼室部分２
９だけに電着処理を利用してイリジウム被覆の上に付着
させる。合金用金属のこの被覆の厚みは、２５．４ミク
ロン（１ｍｉｌｓ）と１２７ミクロン（５ｍｉｌｓ）と
の間で変化し、好ましくは、５０．８ミクロン（２ｍｉ
ｌｓ）と７６．２ミクロン（３ｍｉｌｓ）との間であ
る。厚い被覆は剥落を受け、より薄い被覆は酸化からの
保護を不十分にする。電着処理を行う適当な業者は、ア
ラバマ州のハンツヴィル（Ｈｕｎｔｓｖｉｌｌｅ）に位
置するエレクトロフォーム ニッケル（Ｅｌｅｃｔｒｏ
ｆｏｒｍ Ｎｉｃｋｅｌ）社である。
【００１４】好ましくは、イリジウム３４の被覆が又、
ボデー部材１２の外面１４に電着されるので、高度設備
（図示せず）で燃焼室の燃焼試験中、酸化から外面１４
を保護する。典型的には、イリジウムは、製造の容易さ
のために外面１４及び内面１６に同時に電着される。外
面のイリジウム被覆の厚みは、５０．８ミクロン（２ｍ
ｉｌｓ）と２５４ミクロン（１０ｍｉｌｓ）との間で変
化し、好ましくは、１０１．６ミクロン（４ｍｉｌｓ）
と１２７ミクロン（５ｍｉｌｓ）との間である。同様
に、より厚い被覆は剥落を受け、より薄い被覆は酸化か
らの保護を不十分にする。電着処理を行う適当な業者
は、アラバマ州のハンツヴィル（Ｈｕｎｔｓｖｉｌｌ
ｅ）に位置するエレクトロフォーム ニッケル（Ｅｌｅ
ｃｔｒｏｆｏｒｍ Ｎｉｃｋｅｌ）社である。
ボデー部材１２の外面１４に電着されるので、高度設備
（図示せず）で燃焼室の燃焼試験中、酸化から外面１４
を保護する。典型的には、イリジウムは、製造の容易さ
のために外面１４及び内面１６に同時に電着される。外
面のイリジウム被覆の厚みは、５０．８ミクロン（２ｍ
ｉｌｓ）と２５４ミクロン（１０ｍｉｌｓ）との間で変
化し、好ましくは、１０１．６ミクロン（４ｍｉｌｓ）
と１２７ミクロン（５ｍｉｌｓ）との間である。同様
に、より厚い被覆は剥落を受け、より薄い被覆は酸化か
らの保護を不十分にする。電着処理を行う適当な業者
は、アラバマ州のハンツヴィル（Ｈｕｎｔｓｖｉｌｌ
ｅ）に位置するエレクトロフォーム ニッケル（Ｅｌｅ
ｃｔｒｏｆｏｒｍ Ｎｉｃｋｅｌ）社である。
【００１５】次いで、燃焼室をＨＩＰサイクルを受け、
イリジウム被覆と、ロジウム、プラチナ及びパラジウム
からなる群から選択された金属とが、予備燃焼中、ボデ
ー部材１２を酸化から保護する合金を形成させる。ＨＩ
Ｐサイクルは、燃焼室に約２乃至８時間、１３７１．１
°Ｃ（２５００°Ｆ）と１９２６．７°Ｃ（３５００°
Ｆ）との間の温度、及び１．７６×１０7kg/m2（２５，
０００ＰＳＩ）２．８１×１０7kg/m2（４０，０００Ｐ
ＳＩ）との間の圧力をかけることからなる。引き続い
て、高温燃焼室１０の放射率を増大させるために酸化ハ
フニウム３６の被覆を本体の外周面１４に施すことがで
きる。酸化ハフニウムの被覆の厚みは７６．２ミクロン
（３ｍｉｌｓ）と３８１ミクロン（１５ｍｉｌｓ）との
間で変化し、より好ましくは、１２７ミクロン（５ｍｉ
ｌｓ）と２５４ミクロン（１０ｍｉｌｓ）との間であ
る。より厚い被覆は剥落を受け、より薄い被覆は放射率
の所望な増大をもたらさない。増大した放射率は、高温
燃焼室１０が熱を大気に効率的に伝えることを可能に
し、かくして高温燃焼室１０をより低温で作動させる。
酸化ハフニウムの被膜は、プラズマ溶着又は他の適当な
方法によって施すことができる。酸化ハフニウムの被覆
は、ニューヨーク州 オールド ベスページ（Ｏｌｄ
Ｂｅｔｈｐａｇｅ）に位置するヒテムコ（Ｈｉｔｅｍｃ
ｏ）によってプラズマ溶着させることができる。
イリジウム被覆と、ロジウム、プラチナ及びパラジウム
からなる群から選択された金属とが、予備燃焼中、ボデ
ー部材１２を酸化から保護する合金を形成させる。ＨＩ
Ｐサイクルは、燃焼室に約２乃至８時間、１３７１．１
°Ｃ（２５００°Ｆ）と１９２６．７°Ｃ（３５００°
Ｆ）との間の温度、及び１．７６×１０7kg/m2（２５，
０００ＰＳＩ）２．８１×１０7kg/m2（４０，０００Ｐ
ＳＩ）との間の圧力をかけることからなる。引き続い
て、高温燃焼室１０の放射率を増大させるために酸化ハ
フニウム３６の被覆を本体の外周面１４に施すことがで
きる。酸化ハフニウムの被覆の厚みは７６．２ミクロン
（３ｍｉｌｓ）と３８１ミクロン（１５ｍｉｌｓ）との
間で変化し、より好ましくは、１２７ミクロン（５ｍｉ
ｌｓ）と２５４ミクロン（１０ｍｉｌｓ）との間であ
る。より厚い被覆は剥落を受け、より薄い被覆は放射率
の所望な増大をもたらさない。増大した放射率は、高温
燃焼室１０が熱を大気に効率的に伝えることを可能に
し、かくして高温燃焼室１０をより低温で作動させる。
酸化ハフニウムの被膜は、プラズマ溶着又は他の適当な
方法によって施すことができる。酸化ハフニウムの被覆
は、ニューヨーク州 オールド ベスページ（Ｏｌｄ
Ｂｅｔｈｐａｇｅ）に位置するヒテムコ（Ｈｉｔｅｍｃ
ｏ）によってプラズマ溶着させることができる。
【００１６】ここに提供した高温燃焼室１０及び高温燃
焼室１０の製造方法は先行技術を超えた多くの利点を有
し、少なくとも約２２０４．４°Ｃ（４０００°Ｆ）の
運転温度、構造的破損への弾力性を含み、かつ先行技術
の高温燃焼室１０より製造するのに費用がかからない。
本発明は、幾つかの好ましい形を参照してかなり詳細に
説明したが、他の形も可能である。例えば、レニウムボ
デー部材１２は、ここに援用した、１９９１年７月１９
日の材料ジャーナル（Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｍａｔｅ
ｒｉａｌｓ）、２０頁乃至２３頁のアンドリュー ジェ
ー．シャーマン（Ａｎｄｒｅｗ Ｊ．Ｓｈｅｒｍａ
ｎ）、ロバート エイチ ツフィアス（Ｒｏｂｅｒｔ
Ｈ．Ｔｕｆｆｉａｓ）及びリチャド ビー カプラン
（Ｒｉｃｈａｒｄ Ｂ．Ｋａｐｌａｎ）による、ＣＶＤ
によって作られるレニウムの特性及び応用（Ｔｈｅ Ｐ
ｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ａｎｄ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ
ｓ ｏｆ Ｒｈｅｎｉｕｍ Ｐｒｏｄｕｃｅｄ ｂｙ
ＣＶＤ）の文献に説明されたように、化学的気相蒸着に
よって製造することができる。従って、特許請求の範囲
の精神及び範囲は、ここに含まれる好ましい形の説明に
限定すべきでない。
焼室１０の製造方法は先行技術を超えた多くの利点を有
し、少なくとも約２２０４．４°Ｃ（４０００°Ｆ）の
運転温度、構造的破損への弾力性を含み、かつ先行技術
の高温燃焼室１０より製造するのに費用がかからない。
本発明は、幾つかの好ましい形を参照してかなり詳細に
説明したが、他の形も可能である。例えば、レニウムボ
デー部材１２は、ここに援用した、１９９１年７月１９
日の材料ジャーナル（Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｍａｔｅ
ｒｉａｌｓ）、２０頁乃至２３頁のアンドリュー ジェ
ー．シャーマン（Ａｎｄｒｅｗ Ｊ．Ｓｈｅｒｍａ
ｎ）、ロバート エイチ ツフィアス（Ｒｏｂｅｒｔ
Ｈ．Ｔｕｆｆｉａｓ）及びリチャド ビー カプラン
（Ｒｉｃｈａｒｄ Ｂ．Ｋａｐｌａｎ）による、ＣＶＤ
によって作られるレニウムの特性及び応用（Ｔｈｅ Ｐ
ｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ａｎｄ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ
ｓ ｏｆ Ｒｈｅｎｉｕｍ Ｐｒｏｄｕｃｅｄ ｂｙ
ＣＶＤ）の文献に説明されたように、化学的気相蒸着に
よって製造することができる。従って、特許請求の範囲
の精神及び範囲は、ここに含まれる好ましい形の説明に
限定すべきでない。
【図１】図１は本発明の特徴を有する高温燃焼室を有す
る宇宙船の図である。
る宇宙船の図である。
【図２】図２は本発明の特徴を有する高温燃焼室の側面
図である。
図である。
【図３】図３は図２の高温燃焼室の上面図である。
【図４】図４は図２の線４における断面図である。
１０ 高温燃焼室 １２ ボデー部材 １４ 外面 １６ 内面 １８ 合金 ２０ 宇宙船 ２２ 入口端 ２４ 出口端 ２５ 先細ノズル ２６ スロート ２７ 末広ノズル ２８ 取付けフランジ ２９ 燃焼室部分 ３０ 取付け孔 ３２ 推進装置 ３４ イリジウムの被覆
フロントページの続き (72)発明者 トーマス ジェイ マーラー アメリカ合衆国 カリフォルニア州 90713 レイクウッド ターナー グロー ヴ ブールヴァード 6169 (72)発明者 ウィリアム ディー クルーズ アメリカ合衆国 カリフォルニア州 90277 レドンド ビーチ カレ デ ア ーボレス 613
Claims (26)
- 【請求項１】（ａ）高温燃焼室を構成し、外面及び内面
を有し、実質的にレニウムで作られた中空ボデー部材
と、 該高温燃焼室は更に、 （ｂ） ボデー部材の内面の少なくとも一部分に、イリ
ジウムと少なくとも１つの合金用金属とからなる合金
と、を有する、高温燃焼室。 - 【請求項２】 合金用金属は、ロジウム、プラチナ及び
パラジウムとからなる群から選択される、請求項１に記
載の高温燃焼室。 - 【請求項３】 合金用金属はロジウムである、請求項２
に記載の高温燃焼室。 - 【請求項４】 ボデー部材は実質的に粉末冶金法によっ
て作られている、請求項１に記載の高温燃焼室。 - 【請求項５】 外面の少なくとも一部分はイリジウムで
被覆されている、請求項１に記載の高温燃焼室。 - 【請求項６】 合金は内面に電着される、請求項１に記
載の高温燃焼室。 - 【請求項７】 イリジウムは内面に電着される、請求項
１に記載の高温燃焼室。 - 【請求項８】 合金用金属は内面に電着される、請求項
１に記載の高温燃焼室。 - 【請求項９】 (i) ボデー部材は、入口端、出口端及び
入口端と出口端との間の燃焼室部分を含み、(ii)燃焼室
部分は実質的に合金で被覆されている、請求項１に記載
の高温燃焼室。 - 【請求項１０】 合金は熱間アイソスタティック圧縮サ
イクルを受ける、請求項１に記載の高温燃焼室。 - 【請求項１１】 請求項１に記載の高温燃焼室を利用す
る推進装置。 - 【請求項１２】 請求項１に記載の高温燃焼室を利用す
る宇宙船。 - 【請求項１３】（ａ）高温燃焼室を構成する、外面及び
内面を有する中空ボデー部材を製造し、該ボデー部材は
実質的にレニウムで作られ、 （ｂ） イリジウムと、ロジウム、プラチナ及びパラジ
ウムとからなる群から選択される少なくとも１つの合金
用金属とからなる合金をボデー部材の内面の少なくとも
一部に付着させる段階からなる高温燃焼室の製造方法。 - 【請求項１４】 ボデー部材を製造する段階は粉末冶金
法によってボデー部材を製造することを含む、請求項１
３に記載の高温燃焼室。 - 【請求項１５】 イリジウムを外面の少なくとも一部分
に付着させる段階を含む、請求項１３に記載の方法。 - 【請求項１６】 合金を付着させる段階は、(i) イリジ
ウムを内面に電着させ、(ii)イリジウムの上に合金金属
を電着させる段階からなる、請求項１３に記載の方法。 - 【請求項１７】 高温燃焼室を熱間アイソスタティック
圧縮サイクルに受ける段階からなる請求項１６に記載の
方法。 - 【請求項１８】 高温燃焼室は、 （ａ）高温燃焼室を構成し、外面と内面とを有し、実質
的にレニウムで作られた中空ボデー部材と （ｂ） 内面の上に電着されたイリジウムの被覆と、 （ｃ） イリジウムの被覆の上に電着されるロジウム、
プラチナ及びパラジウムからなる群から選択される少な
くとも１つの合金用金属の被覆と、を有する高温燃焼
室。 - 【請求項１９】 イリジウムの被覆及び合金用金属の被
覆は、熱間アイソスタティック圧縮サイクルを受ける、
請求項１８に記載の高温燃焼室。 - 【請求項２０】 高温燃焼室は、 （ａ） 高温面を構成するレニウムで実質的に作られた
ボデー部材と、 （ｂ） ボデー部材の少なくとも一部分を覆う、イリジ
ウムと少なくとも１つの合金用金属とからなる合金と、
を有する高温面。 - 【請求項２１】 合金用金属は、ロジウム、プラチナ及
びパラジウムとからなる群から選択された、請求項２０
に記載の高温面。 - 【請求項２２】 イリジウム及び合金金属は、ボデー部
材の上に電着される、請求項２０に記載の高温面。 - 【請求項２３】（ａ）高温燃焼室を構成し、外面及び内
面を有し、レニウムで実質的に作られた中空ボデー部材
を有し、 （ｂ） ボデー部材の内面を被覆するイリジウムとロジ
ウムとからなる合金と、 （ｃ） 外面を被覆するイリジウムの被覆と、 （ｄ） 外面のイリジウムの被覆を被覆する酸化ハフニ
ウムの被覆と、を有する高温燃焼室。 - 【請求項２４】 ボデー部材は、粉末冶金法によって実
質的に作られる、請求項２３に記載の高温燃焼室。 - 【請求項２５】 イリジウム及びロジウムは内面の上に
電着される、請求項２３に記載の高温燃焼室。 - 【請求項２６】 合金は熱間アイソスタティック圧縮サ
イクルを受ける、請求項２３に記載の高温燃焼室。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/574,505 US5720451A (en) | 1995-12-19 | 1995-12-19 | High temperature thrust chamber for spacecraft |
| US08/574505 | 1995-12-19 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09189261A true JPH09189261A (ja) | 1997-07-22 |
| JP3037904B2 JP3037904B2 (ja) | 2000-05-08 |
Family
ID=24296436
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8322835A Expired - Fee Related JP3037904B2 (ja) | 1995-12-19 | 1996-12-03 | 宇宙船用高温燃焼室 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5720451A (ja) |
| EP (1) | EP0780564A3 (ja) |
| JP (1) | JP3037904B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20160108855A1 (en) * | 2013-05-29 | 2016-04-21 | Ecaps Ab | Dual mode chemical rocket engine, and dual mode propulsion system comprising the rocket engine |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19927735B4 (de) * | 1999-06-17 | 2005-10-06 | Eads Space Transportation Gmbh | Schubkammer-Anordnung für Raumfahrt-Triebwerke |
| US6551377B1 (en) | 2001-03-19 | 2003-04-22 | Rhenium Alloys, Inc. | Spherical rhenium powder |
| US20070026205A1 (en) | 2005-08-01 | 2007-02-01 | Vapor Technologies Inc. | Article having patterned decorative coating |
| US20080228275A1 (en) * | 2007-03-14 | 2008-09-18 | Heather Cannon | Intervertebral implant component with three points of contact |
| US20130168470A1 (en) * | 2008-10-01 | 2013-07-04 | John W. Olver | Burner Tips |
| WO2014189450A1 (en) | 2013-05-20 | 2014-11-27 | Ecaps Ab | Oxidizer-rich liquid monopropellants for a dual mode chemical rocket engine |
| CN106001554B (zh) * | 2016-06-29 | 2018-06-01 | 航天材料及工艺研究所 | 一种铼铱燃烧室的制备方法 |
| CN108480621A (zh) * | 2018-04-26 | 2018-09-04 | 航天材料及工艺研究所 | 一种利用球形铼粉成形铼构件的方法 |
| CN112792505B (zh) * | 2020-12-31 | 2022-05-13 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 内壁沟槽结构再生冷却身部成型方法 |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3723481A (en) * | 1965-07-09 | 1973-03-27 | Gen Electric | Ablative coating compositions |
| DE3802811A1 (de) * | 1988-01-30 | 1989-08-10 | Starck Hermann C Fa | Agglomerierte metall-verbund-pulver, verfahren zu ihrer herstellung sowie deren verwendung |
| US4917968A (en) * | 1988-04-15 | 1990-04-17 | Ultramet | High temperature corrosion resistant composite structure |
| US5011566A (en) * | 1989-03-15 | 1991-04-30 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Method of manufacturing microscopic tube material |
| FR2669966B1 (fr) * | 1990-11-30 | 1993-03-26 | Europ Propulsion | Procede de fabrication de paroi de chambre de combustion, notamment pour moteur-fusee, et chambre de combustion obtenue par ce procede. |
| US5154153A (en) * | 1991-09-13 | 1992-10-13 | Macgregor Donald C | Fuel treatment device |
| GB9418705D0 (en) * | 1994-09-16 | 1994-11-16 | Johnson Matthey Plc | Improvements in high temperature articles |
-
1995
- 1995-12-19 US US08/574,505 patent/US5720451A/en not_active Expired - Fee Related
-
1996
- 1996-08-23 EP EP96113580A patent/EP0780564A3/en not_active Withdrawn
- 1996-12-03 JP JP8322835A patent/JP3037904B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20160108855A1 (en) * | 2013-05-29 | 2016-04-21 | Ecaps Ab | Dual mode chemical rocket engine, and dual mode propulsion system comprising the rocket engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0780564A2 (en) | 1997-06-25 |
| US5720451A (en) | 1998-02-24 |
| JP3037904B2 (ja) | 2000-05-08 |
| EP0780564A3 (en) | 1999-01-20 |
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|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |