JPS58214652A - 複合冷却ロケツト燃焼器 - Google Patents

複合冷却ロケツト燃焼器

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JPS58214652A
JPS58214652A JP57098356A JP9835682A JPS58214652A JP S58214652 A JPS58214652 A JP S58214652A JP 57098356 A JP57098356 A JP 57098356A JP 9835682 A JP9835682 A JP 9835682A JP S58214652 A JPS58214652 A JP S58214652A
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Masayuki Shinno
正之 新野
Nobuyuki Yatsuyanagi
八柳　信之
Akinaga Kumakawa
彰長 熊川
Akio Suzuki
昭夫 鈴木
Hiromi Gomi
五味　広美
Hiroshi Sakamoto
博 坂本
Masaki Sasaki
正樹 佐々木
Yoshimichi Masuda
増田　良道
Ryuzo Watanabe
渡辺　龍三
Jiyunjirou Takegawa
武川　淳二郎
Etsuo Otsuki
悦夫 大槻
Teru Sagane
砂金　照
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    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F7/00—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression
    • B22F7/06—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite workpieces or articles from parts, e.g. to form tipped tools
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/203—Heat transfer, e.g. cooling by transpiration cooling
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Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、極めて高い冷却能力を有するロケット燃焼室
のＷ造に関する。
■８：能及び寿命を決定すると云っても過言ではない。
しかし、従来つ強制対流つ与による冷却方式では七′７
）冷却能力には限界のあることが知られている。特に再
吠用型篩註能ロケットエンジンにおいては、そＯ寿命を
延ばすためには冷却能力を高める必要があるが、従来方
式つま唸で冷却能力全高めようとすれば、冷却通路での
大幅な圧力損失Ｏ増大、ロケットエンジン全体の重数増
加Ｖ（つながり、結果としてエンジン０曲能を低下させ
ることになる。
ギ発明は再生冷却ロケットｓ焼室において、熱負荷の峻
も高いスロート部に強制対流よりけるかに高い冷却能力
を有する発汗冷却方式を採用し、熱負荷Ｏ比較的低い池
Ｏ部分は造営の強制対流によって冷却する複合冷却方式
とすることにより、高い冷却効果を侍らながら冷却通路
でＯ圧力損失が小さく、エンジン’７）Ｗｔ化と長寿命
とを同時に満足させる冷却方式を侍ようとするもっであ
る。
以下、図面分診照して詳細に説明する。
第１図は本発明の複合冷却方式のロケット燃焼室の一部
を断面で示す側面図であり、第２図は同じく縦断面図で
ある。図中ｌにｔ冷却剤通路となる溝２ｆ有する冷却壁
、３は外筒であり、冷却壁ｌは銅等の制熱伝導材料から
なる部分１′と多孔′可材刺からなる発汗部分Ｉ　から
構成される。
こつようなｔｇ構成）燃・腕室に成体燃料等り冷却剤分
流ぜば、熱負荷の高いスロート部では発汗部分１′の多
孔質材料から冷却剤が浸出し、気化潜熱を奪うと共に気
化カスによって冒温Ｏ燃焼ガスが（Ｕ接にスロート内壁
１に触れるθ紫防ぐようンこ作用するため、とυ部分υ
熱負荷は従来の冷却方式Ｏ数十分つｌから６分の１程度
にまで減少する。
一方、スロート部以外の部分１′は橿常Ｏ強制対流によ
って冷却されているため、ロケットエンジンが２段燃焼
丈イクルまたはエキスバフ　タサイクル等′７）燃料供
給システムを採用している揚台′に、け、受熱面積をｌ
Ｊｎ減して必要な熱部を冷却剤に与えることかり能とな
る。すなわち、本発明Ｏロケットｅ焼室は発汗冷却と強
制対流冷却り長所を兼ね備えたものと云うことが出来る
。
上記のように、部分的に上質Ｏ異なる冷却壁ｌけ以下つ
ようにして一体ＶｒｌｉｌＪ作することが出来る。
＠３図に示すように、叱焼室内面形状と同一の外面形状
を有する中子５とプレッシャーバッグ６つ空１１ｊに、
一端から順にＣ部分には粒度υ険めて細かい１５０〜４
０Ｕメツシュ程度の嵐解銅粉全充てんし、次に発汗部１
　に相当する部分Ｂには粒度Ｏあらい電解銅粉を、次い
で部分Ａ′／こは再び１５０〜４００メツシュＯ細かい
ｌｋｌ銅粉を充てんする。これを静水圧法等により加圧
［ｉｌｌを形して後、中子を除去し、焼結して冷却壁１
を製作する。
発汗部分１’７）部分Ｂに充てんする銅粉Ｏ粒車は燃焼
室の設計によって変化し、場合によっては強就を増すた
めに金属繊維を混入してもよいＯ この冷却壁】ｆｆり１定の形状に仕上り［１工して後、
隣隔壁４を形成するため、第４図に示すように再Ｉｆ　
ｌ　５０〜４（）０メツシユの＠粉を、冷却壁ｌとプレ
ッシャーバッグ６との！Ｉ４」に全体にわたって充てん
し、カロ圧成形、焼結分行う。このようにしＣ得られた
冷却壁外層７を第５図に示すように、わずかに冷却壁ｌ
に切込む深さの溝２？切削加工し、発汗部分１７）内外
面をエツチングして多孔面を露出さぜる。
医に、第６図に示すように、溝２にパラフィンワックス
等Ｏ充てん剤８を光てんした後、再び冷却壁外層とプレ
ツ７ヤーバッグ６と０間に細かい銅粉９を充てんし、前
と同様に加圧成形した焼結を行う。この焼結過程で充て
んされたパラフィンワックスは蒸散し、溝隔壁４と外筒
３が強く接片された燃焼室が得られる。
冷却壁ｌの製造方法は上記の大施例に限られるわけでは
なく、高熱伝導部分ｌは銅又は＃１合金の材料から吐常
り機械加工によって製作し、燃焼室内聞形状と同一の外
面形状を有する中子上Ｏ所定へγ置にこれを設置し、ス
ロート部分ＢＶ与を粉末冶抽法によって形成してもよく
、或いＰ、を別に成形された発汗部分１″を上記の高熱
伝４１本部分ｌと接合り１、そつ後、七ぼ己と１司様に
して溝隔壁ケ切削形成して外筒を被覆加工する等各揮′
７）製造法によって製造することが可能である。
また、ここでは発汗部分１′７）多孔質材料として、銅
を主体とした製作法について祥しく述べた。しかし銅自
体が比較的融点Ｏ低い材料であるたり）、冷却壁を保護
するのに必要とされる・発汗針は比較的多量となる。こ
の発汗部が多すぎるとエンジン′７）は能を損う恐れが
ある。−ｆ：こて技術的には多少高閲になるが、発汗部
１′／；ｋ・用いる材料として高融点つ金属あるいはセ
ラミックを主体とした場合は、発汗値は大幅に軽減され
る。そして一般にと０個の高融点材料はきわめて硬く、
機械加工による製作は困難である。
ところが本発明による粉末冶金法によった場合は、そＯ
ような困難きけ一切生じないという利点がある。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明Ｚ）０ケット燃焼室■一部を断面で示す
１ｉｌｌ１面図、第２図は同縦断面図、第３図ないし第
６図は本発明υロケット燃焼室の製造工程を示す説明図 １：冷却壁　２：冷却剤通路溝　３：外筒４：隔Ｗ　　
５：中子　６：プレッシャーバッグ第１頁の続き ０発　明　者　渡辺龍三 仙台市台原三丁目１５−１２ ０発　明　者　武用淳二部 仙台市鶴ケ谷五丁目２３番公団住 宅９−１０３ ０発　明　者　犬槻悦夫 仙台市通町二丁目７−２２ ＠発　明　者　砂金前 宮城県柴田郡柴田町太字中名生 字宮前３８

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. 乃　液体ロケットエンジンの再生冷却燃焼室において、
    燃焼室のスロート部を多孔質材料で構成し、発汗冷却を
    行うと共に、その他の部分を強制対流によって冷却する
    ことを特徴とする発汗冷却部分を有するロケット燃焼室
    コ　冷却壁を順に細かい粒度の金属粉、粗い粒度の金属
    粉、再び細かい粒度の金属粉によって加圧成形し、燃焼
    室のスロート部分を多孔質とすることを特徴とする発汗
    冷却部分を有するロケット燃焼室の製造方法
JP57098356A 1982-06-08 1982-06-08 複合冷却ロケツト燃焼器 Granted JPS58214652A (ja)

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