SE520270C2

SE520270C2 - Nozzle member for a liquid fuel rocket engine and associated method of manufacture

Info

Publication number: SE520270C2
Application number: SE0100079A
Authority: SE
Inventors: Jan Haeggander; Jan Lundgren; Mats Hallqvist
Original assignee: Volvo Aero Corp
Priority date: 2001-01-11
Filing date: 2001-01-11
Publication date: 2003-06-17
Also published as: SE0100079L; SE0100079D0

Abstract

The nozzle member(10) is formed as a body of revolution about a central axis with a cross section that varies in diameter along this axis. The wall structure has multiple cooling channels(11) for a coolant to flow. The wall structure has a bell shaped continuous sheet metal wall(14) with multiple elongate tubes(15) welded to the wall(14) to provide the cooling channels(11). Each tube runs parallel to the nozzle axis from inlet(12) to exit(13) and is curved to conform to the wall contour.

Description

20 25 30 520 270 2 turbinerna i vill kylmedlet för att driva bränsle- och oxidationsturbopumparna, det säga energi frán expansionen av det uppvärmda kylmedlet används för att driva turbinerna. Raketmotorns verkningsgrad är en funktion av förbränningstrycket. För att uppnà ett högt erfordras en effektiv tryck i expandercykeln värmeöverföring från avgaserna till kylmedlet. En ökad värmebelastning i brännkammaren pá grund av ytgrovhet eller fenor kan inverka pä motorns livslängd dä värmebelastningsintensiteten är mycket hög i brànnkammaren. En längre brännkammare ökar motorns och raketens längd. En ökning av utloppsmunstyckets storlek leder till större munstycken och en ökad längd pá raketstrukturen, vilket ökar fordonets vikt. kända raketutlopps- Det finns ett flertal olika sedan tidigare förfaranden för tillverkning av ett munstycke med kylkanaler. Enligt ett sàdant förfarande har munstycket en lödd rörvägg. Rören har en varierande tvärsnittbredd för att de i monterat läge skall bilda munstyckets kontur. Variationen i tvärsnitt ges av variation i omkrets och genom variation i tvärsnittsform. De lödda fogarna begränsar rörens deformation vid den termiska expansions- och tryckcykeln. Pàkänningarna i rören ökar vid fogarnas bàge. Fogarna är i sig svaga punkter och brott kan uppkomma, vilket är svärt att reparera. Den lödda rörväggen tillhandahåller en större ”vät” kontaktyta för raketflamman än en sä kallad sandwich-vägg eller en rörvägg med ett konstant tvärsnitt. Det vore emellertid önskvärt med ännu större väta ytor. tidigare känd teknik tillverkas en Enligt en annan sandwich-vägg genonl att man fräser fran1 kanaler i. en 10 15 20 25 30 520 270 3 metallplát och förbinder en tunnare metallplát för att täta kanalerna. De inre och yttre väggarna utgörs av kontinuerliga skal. Vid en termisk belastningscykel utsätts väggarna för kompressions- och dragbelastning. The turbines in the coolant to drive the fuel and oxidation turbo pumps, i.e. energy from the expansion of the heated coolant, are used to drive the turbines. The efficiency of the rocket engine is a function of the combustion pressure. To achieve a high, an effective pressure in the expander cycle requires heat transfer from the exhaust gases to the coolant. An increased heat load in the combustion chamber due to surface roughness or fins can affect the service life of the engine as the heat load intensity is very high in the combustion chamber. A longer combustion chamber increases the length of the engine and rocket. An increase in the size of the outlet nozzle leads to larger nozzles and an increased length of the rocket structure, which increases the weight of the vehicle. known rocket outlets- There are a number of different prior art methods for manufacturing a nozzle with cooling channels. According to such a procedure, the nozzle has a soldered pipe wall. The pipes have a varying cross-sectional width so that in mounted position they will form the contour of the nozzle. The variation in cross-section is given by variation in circumference and by variation in cross-sectional shape. The soldered joints limit the deformation of the pipes during the thermal expansion and pressure cycle. The stresses in the pipes increase at the joint of the joints. The joints are in themselves weak points and fractures can occur, which is difficult to repair. The soldered pipe wall provides a larger "wet" contact surface for the rocket flame than a so-called sandwich wall or a pipe wall with a constant cross section. However, even larger wet surfaces would be desirable. According to another sandwich wall, a metal plate is milled according to another sandwich wall and a thinner metal plate is connected to seal the channels. The inner and outer walls consist of continuous shells. During a thermal load cycle, the walls are subjected to compression and tensile loading.

Denna typ av väggstruktur är inte väl lämpad för att täla de spänningsbelastningar som är vanliga under ett Sandwich-väggen ger ingen raketmunstyckes livslängd. ökning i ytarea för att förbättra värmeöverföringen.This type of wall structure is not well suited for counting the stress loads that are common under a Sandwich wall that does not provide the life of a rocket nozzle. increase in surface area to improve heat transfer.

Enligt ett ytterligare sedan tidigare känt förfarande tillverkas munstycksväggen med rör med konstant tvärsnitt. Rören. lindas skruvlinjeformigt och svetsas ihop för att bilda munstyckskonturen. Ökningen i ytarea är liten. Rören är anordnade med en vinkel relativt flödet. Detta underlättar för att öka värmeöverföringen.According to a further previously known method, the nozzle wall is manufactured with pipes with a constant cross-section. The pipes. wound helically and welded together to form the nozzle contour. The increase in surface area is small. The pipes are arranged at an angle relative to the flow. This makes it easier to increase heat transfer.

Avgasflödet roteras emellertid och ett reaktivt rollmoment (”roll momentum”) påverkar raketens rörelse i luften. Rören med konstant tvärsnitt resulterar i ett stort tryckfall som inte är fördelaktigt för konvektivt kylda motorer. Det stora tryckfallet är negativt för en motor av expandercykeltyp.However, the exhaust flow is rotated and a reactive roll momentum ("roll momentum") affects the movement of the rocket in the air. The pipes with a constant cross-section result in a large pressure drop which is not advantageous for convective cooled motors. The large pressure drop is negative for an expander cycle type engine.

SAMMANFATTNING AV UPPFINNINGEN Ett syfte med. uppfinningen är att tillhandahålla ett förbättrat kyld förfarande för tillverkning av en raketmotordel.SUMMARY OF THE INVENTION An object of. the invention is to provide an improved cooled method of manufacturing a rocket engine part.

Detta syfte uppnàs med hjälp av raketmotordelen enligt den föreliggande uppfinningen, vilken kännetecknas av att väggstrukturens utsida innefattar en kontinuerlig metallisk plátväqg, och att kylkanalerna i deras längdriktning är fastgjorda mot insidan av plátväggen. 10 15 20 25 30 520 270 ¿gy-,¿~¿,- 4 Som ett resultat av uppfinningen kan en raketmotordel tillverkas som har en stor tryckkapacitet, ett lágt tryckfall, en láng livslängd sàväl som ett fördelaktigt areaförhállande. Ledtiden för tillverkning och kostnaden för tillverkningen kan optimeras.This object is achieved by means of the rocket motor part according to the present invention, which is characterized in that the outside of the wall structure comprises a continuous metallic sheet metal wall, and that the cooling channels in their longitudinal direction are fixed to the inside of the sheet metal wall. As a result of the invention, a rocket engine part can be manufactured which has a large pressure capacity, a low pressure drop, a long service life as well as an advantageous area ratio. The lead time for production and the cost of production can be optimized.

Föredragna utföringsformer av uppfinningen kan härledas av de följande beroendekraven.Preferred embodiments of the invention may be deduced from the following dependent claims.

KORT BESKRIVNING AV FIGURERNA Uppfinningen skall beskrivas närmare i det följande pà ett icke-begränsande sätt med hänvisning till de bifogade ritningarna, i vilka: FIG 1 är en schematisk sidovy som visar ett munstycke enligt uppfinningen, FIG 2 är en partiell tvärsnittsvy utmed linjen A-A i Fig. 1, vilken visar tre kylkanaler vid munstyckets inloppsánde enligt en första utföringsform av uppfinningen, FIG 3 är en liknande vy som den i figur 2 och visar tvá av kylkanalerna utmed linjen B-B vid munstyckets utloppsände, FIG 4 är en partiell tvärsnittsvy utmed linjen A-A i Fig. 1, vilken visar tvà kylkanaler_ vid munstyckets inloppsände enligt en andra utföringsform av uppfinningen, FIG 5 är en liknande vy som den i figur 2 och visar kylkanalerna utmed linjen B-B vid. munstyckets utloppsände, FIG 6 är en liknande vy som den i figur 5 och visar ett alternativ av uppfinningen.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will be described in more detail below in a non-limiting manner with reference to the accompanying drawings, in which: Fig. 1 is a schematic side view showing a nozzle according to the invention, Fig. 2 is a partial cross-sectional view taken along line AA in Fig. 1, which shows three cooling ducts at the inlet end of the nozzle according to a first embodiment of the invention, Fig. 3 is a view similar to that of Fig. 2 and shows two of the cooling ducts along the line BB at the outlet end of the nozzle, Fig. 4 is a partial cross-sectional view taken along line AA in Fig. 1, which shows two cooling channels at the inlet end of the nozzle according to a second embodiment of the invention, Fig. 5 is a view similar to that of Fig. 2 and shows the cooling channels along the line BB at. the outlet end of the nozzle, FIG. 6 is a view similar to that of Figure 5 and shows an alternative of the invention.

FIG 7 är en partiell tvärsnittsvy utmed linjen A-A i Fig. l, vilken visar kylkanaler vid munstyckets 10 15 20 25 30 520 270 ¿i¿:¿¿» 5 inloppsände enligt en tredje utföringsform av uppfinningen, och FIG 8 är en liknande vy som den i figur 7 och visar kylkanalerna utmed linjen B-B 'vid lnunstyckets utloppsände.Fig. 7 is a partial cross-sectional view taken along line AA in Fig. 1, showing cooling channels at the inlet end of the nozzle 10 according to a third embodiment of the invention, and Fig. 8 is a similar view as the one in Figure 7 and shows the cooling channels along the line BB 'at the outlet end of the nozzle piece.

DETALJERAD BESKRIVNING AV UPPFINNINGEN I Fig 1 visas en schematisk och nàgot förenklad sidovy av ett utloppmunstycke 10 som har tillverkats enligt den föreliggande uppfinningen. Munstycket är avsett för användning i raketmotorer av den typ som utnyttjar flytande bränsle, exempelvis flytande väte. En sàdan raketmotors arbetssätt är tidigare känt i sig och beskrivs därför inte i detalj här. Munstycket 10 kyls med hjälp av ett kylmedel som företrädesvis även används Uppfinningen är raketmotorn ifràga. begränsad till en del till ett som bränsle i emellertid inte raketutloppsmunstycke av denna typ, utan kan även användas för raketbrännkammare och i de fall där kylmedlet dumpas efter att ha använts för kylning.DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Fig. 1 shows a schematic and somewhat simplified side view of an outlet nozzle 10 made in accordance with the present invention. The nozzle is intended for use in rocket engines of the type which utilize liquid fuel, for example liquid hydrogen. The operation of such a rocket engine is previously known per se and is therefore not described in detail here. The nozzle 10 is cooled by means of a coolant which is preferably also used. The invention is the rocket engine in question. limited in part to one as fuel in however not rocket outlet nozzle of this type, but can also be used for rocket combustion chambers and in cases where the coolant is dumped after being used for cooling.

Utloppsmunstycket tillverkas med en yttre form som är väsentligen klockformad. Munstycket 10 bildar således en rotationskropp som har en symmetriaxel och en tvärsnittsform som varierar i diameter utmed nämnda axel.The outlet nozzle is manufactured with an outer shape which is substantially bell-shaped. The nozzle 10 thus forms a rotating body having an axis of symmetry and a cross-sectional shape varying in diameter along said axis.

Munstycksväggen utgörs av en struktur som innefattar ett flertal inbördes intilliggande, rörformiga kylkanaler 11, vilka munstyckets längsaxel frän munstyckets inloppsände 12 sträcker sig väsentligen parallellt med till dess utloppsände 13. Strukturens utsida innefattar en kontinuerlig metallplàtsvägg 14. De rörformiga kanalerna JJ. är krökta i. deras längdriktning för att -.._ 10 15 20 25 30 - . > , u n 520 270 §f§;g§ﬁ 6 anpassa sig till munstyckskonturen, de är' orienterade axiellt utmed munstycksväggen och i denna position förenas de med metallväggen genom svetsning. Svetsarna utförs företrädesvis via lasersvetsning fràn 'utsidan.The nozzle wall consists of a structure comprising a plurality of mutually adjacent tubular cooling channels 11, which longitudinal axis of the nozzle from the inlet end 12 of the nozzle extends substantially parallel to its outlet end 13. The outside of the structure comprises a continuous sheet metal wall 14. The tubular channels. are curved in. their longitudinal direction to -.._ 10 15 20 25 30 -. 520 270 §f§; g§ ﬁ 6 adapt to the nozzle contour, they are oriented axially along the nozzle wall and in this position they are joined to the metal wall by welding. The welds are preferably made via laser welding from the outside.

Detta arrangemang bildar ett läckagetätt munstycke med samtliga fogar pá den kalla sidan av väggstrukturen.This arrangement forms a leak-tight nozzle with all the joints on the cold side of the wall structure.

Kylkanalerna 11 i utföringsformen enligt Fig. 2 och 3 utgörs av rör 15 med cirkulära tvärsnitt och en varierande tvärsnittsstorlek. Rören 15 kan vara sömlösa och uppvisa en mindre tvärsnittsstorlek vid munstyckets inloppsände 12 än vid den motsatta änden.The cooling ducts 11 in the embodiment according to Figs. 2 and 3 consist of pipes 15 with circular cross-sections and a varying cross-sectional size. The tubes 15 may be seamless and have a smaller cross-sectional size at the inlet end 12 of the nozzle than at the opposite end.

Kylrören 15 är monterade utan inbördes avstånd. Vid munstyckets inloppsände är rörmaterialets tjocklek tunn för att minimera den maximala temperaturen och för att tillàta rören att vara flexibla för deformation av tvársnittet. Vid nmnstyckets utloppsände 13 har rören ett större tvärsnitt sàväl som ett tjockare rörmaterial.The cooling pipes 15 are mounted without mutual distance. At the inlet end of the nozzle, the thickness of the pipe material is thin to minimize the maximum temperature and to allow the pipes to be flexible for deformation of the cross section. At the outlet end 13 of the nozzle, the pipes have a larger cross-section as well as a thicker pipe material.

Denna variation i. materialtjocklek tillàter rören att anpassa sig till ett ökat tryck inuti rören när kylmedlet expanderar. Vid inloppet kan rören formas till en oval form i syfte att öka antalet rör.This variation in material thickness allows the pipes to adapt to an increased pressure inside the pipes as the coolant expands. At the inlet, the pipes can be formed into an oval shape in order to increase the number of pipes.

Variationerna i rörens tvärsnitt och godstjocklek sker gradvis i munstyckets längdriktning.The variations in the cross section and wall thickness of the pipes take place gradually in the longitudinal direction of the nozzle.

Figurerna 4 och 5 visar en andra utföringsform av uppfinningen, vilken är avsedd' för en förbättrad värmeupptagning. Kylrören 15 tillverkas med en konstant materialtjocklek och en gradvis sig ökande diameter.Figures 4 and 5 show a second embodiment of the invention, which is intended for an improved heat absorption. The cooling pipes 15 are manufactured with a constant material thickness and a gradually increasing diameter.

Rören har ett mindre tvärsnitt vid munstyckets inloppsände 12 än vid dess motsatta ände. Inloppsändarna av rören har bearbetade ytor för att tilläta en liten 10 15 20 25 30 520 270 ;jf;ff¿¿f;§i;_~ 7 lutning vid denna ände av munstycket för att möjliggöra stora areaförhállanden. Kylrören är monterade utan inbördes avstánd vid munstyckets inloppsände där flamtrycket och värmebelastningen är som högst.The tubes have a smaller cross section at the inlet end 12 of the nozzle than at its opposite end. The inlet ends of the pipes have machined surfaces to allow a small inclination at this end of the nozzle to enable large area conditions. The cooling pipes are mounted without mutual distance at the inlet end of the nozzle where the flame pressure and the heat load are at their highest.

Vid munstyckets utloppsände är rören àtskilda i omkretsriktningen. En kavitet 16 bildas mellan varje par rör 15 och plàtväggen 14. Utrymmet mellan rören tillàter den varma raketflamman att fá tillgàng till kaviteten, vilket ger en större röryta och en förbättrad vàrmeupptagning. Genom att tilláta ett avstánd mellan varje par närliggande rör kan alltsä röret vara koniskt kunna till ett klockformat fortfarande och passa munstycke. Variationen i kavitetens bredd mellan tvà närliggande rör är gradvis i munstyckets längdriktning.At the outlet end of the nozzle, the pipes are separated in the circumferential direction. A cavity 16 is formed between each pair of tubes 15 and the plate wall 14. The space between the tubes allows the hot rocket flame to access the cavity, providing a larger tube surface and improved heat absorption. By allowing a distance between each pair of adjacent tubes, the tube can thus be conical to a bell-shaped still and fit nozzle. The variation in the width of the cavity between two adjacent tubes is gradual in the longitudinal direction of the nozzle.

Med den ovan. beskrivna munstycksdesignen kan mängden värme som överförs till kylmedlet i munstycket ökas med faktor 1.5. bredaste delen av röret enbart är effektiv med en faktor en Det antas att kylytan utanför den 0.5. vidare att enbart halva munstycks- strukturens längd har en ökad yta eftersom avstàndet Det antas mellan rören inte föreligger vid rörets inloppsände.With the one above. described nozzle design, the amount of heat transferred to the coolant in the nozzle can be increased by a factor of 1.5. widest part of the pipe alone is effective by a factor of one It is assumed that the cooling surface outside the 0.5. further that only half the length of the nozzle structure has an increased surface area because the distance It is assumed between the pipes does not exist at the inlet end of the pipe.

I de fall där värmebelastningen är stor vid munstyckets 6 det möjligt att 14 utloppsände, gör utformningen i Fig. skydda värmebelastningen. den metalliska plàtväggen frán Kylkaviteten kan sålunda fyllas med ett termiskt isolerande material 17 för att hindra gasen att komma i kontakt med det lastbärande yttre skalet sà att materialtemperaturen begränsas. Alternativt kan material 17 I det fall helt väggarna beläggas med ett termiskt ledande för en ökad värmeöverföring till kylrören. att det ledande materialet, exempelvis koppar, . » 1 « m 10 15 20 25 30 f » 1 , .- 52Û 270 ïiëﬁiïíﬂw 8 fyller ut kaviteten är det möjligt att uppnä mycket höga tryck och stora areaförhällanden. Förfarandet för att anbringa det ledande materialet kan utgöras av antingen lödning eller lasersintring.In cases where the heat load is large at the nozzle 6, it is possible to 14 outlet end, the design in Fig. Makes protecting the heat load. the metallic sheet metal wall from the cooling cavity can thus be filled with a thermally insulating material 17 to prevent the gas from coming into contact with the load-bearing outer shell so that the material temperature is limited. Alternatively, material 17 In that case, the walls can be completely coated with a thermal conductor for an increased heat transfer to the cooling pipes. that the conductive material, such as copper,. »1« m 10 15 20 25 30 f »1, .- 52Û 270 ïië ﬁ iïí ﬂ w 8 fills the cavity it is possible to achieve very high pressures and large area conditions. The method of applying the conductive material may be either soldering or laser sintering.

Figurerna 7 och 8 visar en fjärde utföringsform av uppfinningen, där U-formade profiler 18 används istället för de ovan beskrivna circulära rören 15. Profilerna har varierande att ett varierande tvärsnitt och en Profilerna tillverkas materialtjocklek. genom tryckforma metalliska plàtremsor. Tjockleksvariationen är anpassad till munstyckets längd. Materialtjockleken kan sàlunda öka när kylkanaltvärsnittet ökar sä att inloppsände där att att tjockleken är liten vid munstyckets Det är föredra tjocklek värmebelastningen är hög. modifiera metallremsans innan den viks.Figures 7 and 8 show a fourth embodiment of the invention, where U-shaped profiles 18 are used instead of the circular pipes 15 described above. by pressure-forming metallic sheet metal strips. The thickness variation is adapted to the length of the nozzle. The material thickness can thus increase when the cooling duct cross section increases so that the inlet end there that the thickness is small at the nozzle It is preferred thickness the heat load is high. modify the metal strip before folding.

Strukturen i figurerna 7 och 8 har kombinerats med termiskt isolerande/väl ledande material 17.The structure in Figures 7 and 8 has been combined with thermally insulating / conductive material 17.

Det är föredraget att bygga strukturerna som beskrivits ovan av vanliga material för raketutloppsmunstycken, säsom rostfritt stäl och nickelbaserade legeringar. Även material säsom koppar och aluminium är lämpliga.It is preferred to build the structures described above from common materials for rocket outlet nozzles, such as stainless steel and nickel-based alloys. Materials such as copper and aluminum are also suitable.

En av de viktiga fördelarna med den uppfinningsenliga väggstrukturen är att den medför en stor kylyta för ökad värmeabsorption. Variationerna i tvärsnitt och rörväggstjocklek tillàter ett högt inre tryck i kylkanalerna ll. Den ökade väta ytan i munstycks- strukturen enligt uppfinningen kyler gränsskiktet mer än Gränsskiktet som Det hos ett konventionellt munstycke. lämnar raketmunstycket kommer att vara kallare. kallare gränsskiktet fungerar som en kylande film för en som kan eventuell strälningskyld munstycksförlängning . , ^ 1 1 . 10 15 20 25 520 270 9 användas som en lägkostnadslösning i de fall där värmebelastningen är begränsad. Munstycksförlängningen kan bli mindre kostsam tack vare att vàrmebelastningen är begränsad.One of the important advantages of the wall structure according to the invention is that it provides a large cooling surface for increased heat absorption. The variations in cross section and pipe wall thickness allow a high internal pressure in the cooling channels ll. The increased wet surface in the nozzle structure according to the invention cools the boundary layer more than the boundary layer as that of a conventional nozzle. leaving the rocket nozzle will be colder. The cooler boundary layer acts as a cooling film for one that may need radiation-due nozzle elongation. , ^ 1 1. 10 15 20 25 520 270 9 can be used as a low-cost solution in cases where the heat load is limited. The nozzle extension can be less expensive due to the limited heat load.

Den rotationssymmetriska yttre ytan pà den uppfinningsenliga munstycksstrukturen ger i sig en styvhet och tilläter vid behov fastgöring av förstyvningsmedel pà ett enkelt sätt. Den enskilda fogen till tilläter rören att vara flexibla för termisk distorsion den metalliska plàtväggen isolerar höljet och under det att den ger en minimal spänningskoncentration.The rotationally symmetrical outer surface of the nozzle structure according to the invention gives itself a rigidity and, if necessary, allows fastening of stiffening means in a simple manner. The individual joint allows the pipes to be flexible for thermal distortion, the metallic sheet metal wall insulates the casing and while providing a minimal stress concentration.

Kylkanalernas tvärsnittsarea kan vara närmast cirkulära.The cross-sectional area of the cooling ducts can be almost circular.

Detta innebär att temperaturskillnaderna och de tillhörande spänningarna är mindre jämfört med sandwich- väggar, där flamman inte är i kontakt med den yttre eliminerar bilda väggen. Avståndet 16 mellan rören begränsningen j. kylkanaldimensioner för att munstyckskonturen. Kylkanalerna eller rören skulle kunna tillverkas med linervariation, vilket medger tillverkningstekniska fördelar.This means that the temperature differences and the associated voltages are smaller compared to sandwich walls, where the flame is not in contact with the exterior eliminating the forming wall. The distance 16 between the pipes is the limitation j. Cooling duct dimensions to the nozzle contour. The cooling ducts or pipes could be manufactured with liner variation, which allows manufacturing advantages.

Uppfinningen skall inte anses vara begränsad till de ovan beskrivna utföringsexemplen, utan en rad modifikationer är tänkbara inom ramen för efterföljande patentkrav.The invention is not to be construed as limited to the embodiments described above, but a number of modifications are conceivable within the scope of the appended claims.

Claims

10 15 20 25 30 H- f-f. 520 270 10 NEW PATENT CLAIMS

A part (10) forms a rotationally symmetrical body with a symmetry axis of a liquid fuel rocket engine, as well as a cross section varying in diameter along said axis, the part having a wall structure comprising a plurality of cooling channels (II), the wall structure outside comprises a continuous metallic plate wall (14), and wherein a plurality of channel elements (15; 18), which define the cooling channels (11), in their longitudinal direction are fixed to the inside of the plate wall, characterized in that the channel elements (15; 18) are at least are partially arranged with mutual distances in the circumferential direction of the wall structure.

A part according to claim 1, characterized by, (ll) of the duct than in an upstream that the cross-sectional area of each cooling duct is larger in a downstream end (13) end (12).

Part according to claim 1 or 2, characterized in that the material thickness in the cooling duct wall is greater in a downstream end (13) of the duct than in an upstream end (12).

Part according to any one of claims 1-3, characterized in that each cooling duct (II) is formed by a metallic plate profile (18). 10 15 20 25 30 520 270 ll

5. A part according to any one of claims 1-3, characterized in that the cooling channels are formed by seamless pipes (15).

6. A part according to any one of claims 1-5, characterized in that the channel elements are mounted with mutual contact at (12), (13). the inlet end of the part and at a mutual distance at the outlet end of the part

7. A part according to claim 6, characterized in that the distance between two adjacent channel elements at (10) (13) (17). the outlet end of the part is filled with an insulating material

8. A part according to claim 6, characterized in that the distance between two adjacent channel elements at (10) (13) conductive material outlet end is filled with a thermal (17). the part (10) to a forms one

A method of manufacturing a part rocket engine for liquid fuel, as a rotationally symmetrical body with a symmetry axis and a cross section varying in diameter along said axis, and wherein the part has a wall structure comprising a (11), forming a metallic sheet metal wall (14) a plurality of cooling channels comprising the steps of having a cross-sectional shape corresponding to the cross-sectional shape of the rocket engine part, arranging (15; 18) a plurality of channel elements at the plate wall and (15; 18) being characterized on the inside . 520 270 12 that the channel elements (15; 18) are arranged at least partially spaced apart in the circumferential direction of the wall structure.

Method according to claim 9, characterized by the step of attaching the channel elements (15; 18) to the metallic plate wall (14) by welding from the outside of the wall. . . . ,. ,