JP2000320404A - 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Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 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改良
された特徴を備える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を提供すること。 【解決手段】 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を製造するために、ノズル本
体３が、ノズルの作動中に冷却剤が貫流する管状材料６
を巻心にスパイラル状複合構造５の形態に巻き付けるこ
とによって形成される。スパイラル状複合構造５は一体
に固定され、固定されたスパイラル状複合構造５は巻心
から取り外され、ノズル本体３の熱ガス側Ｈを形成する
固定され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が付着せしめられる。本発明によって作られた
ノズルは軽量な構造にして高い冷却剤圧力に対する高い
強度を有し、熱ガス側の壁が平滑に仕上げられている長
所を有する。
ケットエンジン用ノズルの改良された製造方法及び改良
された特徴を備える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を提供すること。 【解決手段】 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を製造するために、ノズル本
体３が、ノズルの作動中に冷却剤が貫流する管状材料６
を巻心にスパイラル状複合構造５の形態に巻き付けるこ
とによって形成される。スパイラル状複合構造５は一体
に固定され、固定されたスパイラル状複合構造５は巻心
から取り外され、ノズル本体３の熱ガス側Ｈを形成する
固定され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が付着せしめられる。本発明によって作られた
ノズルは軽量な構造にして高い冷却剤圧力に対する高い
強度を有し、熱ガス側の壁が平滑に仕上げられている長
所を有する。
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。
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。
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。
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、ＤＥ４
３２６３３８Ｃ２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。
３２６３３８Ｃ２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。
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。
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。
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。
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。
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。
=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。
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。
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。
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。
（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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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１
１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１
４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。
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１
１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１
４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。
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。
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。
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。
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(t
hermisches 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。
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(t
hermisches 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。
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。
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。
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。
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。
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、ギプス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。
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、ギプス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（Va
kuum-Plasmaspritzen）又は冷間ガススプレー(Kaltgass
pritzen)によっても製造することができる。
代わりに、この負荷支持層を真空プラズマスプレー（Va
kuum-Plasmaspritzen）又は冷間ガススプレー(Kaltgass
pritzen)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３
ｃ参照）。
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３
ｃ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）。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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)
- 【請求項１】 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。 - 【請求項２】 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。 - 【請求項３】 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。 - 【請求項４】 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。 - 【請求項５】 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。 - 【請求項６】 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。 - 【請求項７】 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。 - 【請求項８】 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。 - 【請求項９】 前記水可溶合金がアクアロイ（AQUALLO
Y)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。 - 【請求項１０】 前記固定層（８）をギプス材料によっ
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。 - 【請求項１１】 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。 - 【請求項１２】 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。 - 【請求項１３】 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。 - 【請求項１４】 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。 - 【請求項１５】 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。 - 【請求項１６】 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。 - 【請求項１７】 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１
６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。 - 【請求項１８】 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。 - 【請求項１９】 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。 - 【請求項２０】 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。 - 【請求項２１】 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。 - 【請求項２２】 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 |
|---|---|---|---|
| DE19915082:6 | 1999-04-01 | ||
| DE19915082A DE19915082C1 (de) | 1999-04-01 | 1999-04-01 | Verfahren zur Herstellung einer gekühlten Düse für ein Raketentriebwerk |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000320404A true JP2000320404A (ja) | 2000-11-21 |
| JP4465485B2 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)
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|---|---|
| US (2) | US6470671B1 (ja) |
| JP (1) | JP4465485B2 (ja) |
| DE (1) | DE19915082C1 (ja) |
| FR (1) | FR2791589B1 (ja) |
| SE (1) | SE520969C2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010525236A (ja) * | 2007-04-25 | 2010-07-22 | アストリウム エスアーエス | 宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する方法と装置 |
| US10605203B2 (en) | 2014-09-25 | 2020-03-31 | Patched Conics, LLC. | Device, system, and method for pressurizing and supplying fluid |
Families Citing this family (17)
| 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 |
| 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 |
| 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 |
| CN115539248B (zh) * | 2022-10-20 | 2024-09-13 | 合肥工业大学 | 一种火箭发动机壳体及其制备方法 |
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
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-
2001
- 2001-10-18 US US10/042,062 patent/US6543135B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010525236A (ja) * | 2007-04-25 | 2010-07-22 | アストリウム エスアーエス | 宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する方法と装置 |
| US10605203B2 (en) | 2014-09-25 | 2020-03-31 | Patched Conics, LLC. | Device, system, and method for pressurizing and supplying fluid |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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