JPH11264347A - 高性能エンジン及びノズル用燃焼室 - Google Patents
高性能エンジン及びノズル用燃焼室Info
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- JPH11264347A JPH11264347A JP11008002A JP800299A JPH11264347A JP H11264347 A JPH11264347 A JP H11264347A JP 11008002 A JP11008002 A JP 11008002A JP 800299 A JP800299 A JP 800299A JP H11264347 A JPH11264347 A JP H11264347A
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Classifications
-
- 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
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/972—Fluid cooling arrangements for nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
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- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 本質的に高められた寿命を有し、改良された
信頼性及び機能を果たす能力を持ち、燃焼室の多くの熱
サイクル数が可能である高性能エンジン用及び流体ノズ
ル用の燃焼室を提供すること。 【解決手段】 航空機の高性能エンジン又はノズル用燃
焼室は外側圧力ジャケット及び熱ガスと接触する、多数
の冷却管路が設けられた内壁とからなる。圧力ジャケッ
トと内壁の間に超弾性材料又は形状記憶特性を有する材
料からなる中間層が配置されている。
信頼性及び機能を果たす能力を持ち、燃焼室の多くの熱
サイクル数が可能である高性能エンジン用及び流体ノズ
ル用の燃焼室を提供すること。 【解決手段】 航空機の高性能エンジン又はノズル用燃
焼室は外側圧力ジャケット及び熱ガスと接触する、多数
の冷却管路が設けられた内壁とからなる。圧力ジャケッ
トと内壁の間に超弾性材料又は形状記憶特性を有する材
料からなる中間層が配置されている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、外側圧力ジャケッ
ト及び熱ガスと接触する、多数の冷却管路が設けられた
内壁とからなる航空機、特にロケットの高性能エンジン
及びノズル用燃焼室に関する。
ト及び熱ガスと接触する、多数の冷却管路が設けられた
内壁とからなる航空機、特にロケットの高性能エンジン
及びノズル用燃焼室に関する。
【０００２】
【従来の技術】ＤＥ３５３５７７９に、回転対称な輪郭
を有する、例えば推進ロケット又は再利用可能な宇宙飛
行機用高性能エンジンの推進ノズルが記載されている。
前記ノズルの円形の横断面は燃焼室から出て狭い横断面
の方へ次第に細くなり、引き続き広くなっている。この
ような回転対称な輪郭は製造技術的に簡単であり、ガス
力の有効な摂取を可能にする。
を有する、例えば推進ロケット又は再利用可能な宇宙飛
行機用高性能エンジンの推進ノズルが記載されている。
前記ノズルの円形の横断面は燃焼室から出て狭い横断面
の方へ次第に細くなり、引き続き広くなっている。この
ような回転対称な輪郭は製造技術的に簡単であり、ガス
力の有効な摂取を可能にする。
【０００３】しかし、約３０００℃の高温のため推進ノ
ズルは効果的に冷却さなければならない。これは、銅合
金製内側ジャケットからなる既知の推進ノズルにおいて
は、内側ジャケットに周方向に又は軸方向に複数の冷却
管路が設けられ、これらの冷却管路には冷却媒体、例え
ば推進ノズル内において燃焼せしめられるべき液体水素
が流れ、それによって冷却管路が冷却されることによっ
て行われる。前記内側ジャケットの外側は、ガス圧力を
受ける、継ぎ目のない支持ジャケットにより包囲されて
いる。前記支持ジャケットは高い引っ張り強度を有して
いなければならず、一方内側に配置された冷却装置のた
め耐熱性はあまり重要ではない。
ズルは効果的に冷却さなければならない。これは、銅合
金製内側ジャケットからなる既知の推進ノズルにおいて
は、内側ジャケットに周方向に又は軸方向に複数の冷却
管路が設けられ、これらの冷却管路には冷却媒体、例え
ば推進ノズル内において燃焼せしめられるべき液体水素
が流れ、それによって冷却管路が冷却されることによっ
て行われる。前記内側ジャケットの外側は、ガス圧力を
受ける、継ぎ目のない支持ジャケットにより包囲されて
いる。前記支持ジャケットは高い引っ張り強度を有して
いなければならず、一方内側に配置された冷却装置のた
め耐熱性はあまり重要ではない。
【０００４】同様に前記のような推進ノズルを有する、
極超音速機を開発しようとする努力がされてきた。この
推進ノズルは推力を発生させるとき高い効率を持たなけ
ればならず、その場合多数のエンジンを並んで配置しな
ければならない。この要求を実現するために既に推進ノ
ズルが提案されている。この推進ノズルの横断面は燃焼
室の領域における丸い横断面からノズル出口の領域にお
ける又はノズルの狭い横断面の領域における方形横断面
に変わっている。
極超音速機を開発しようとする努力がされてきた。この
推進ノズルは推力を発生させるとき高い効率を持たなけ
ればならず、その場合多数のエンジンを並んで配置しな
ければならない。この要求を実現するために既に推進ノ
ズルが提案されている。この推進ノズルの横断面は燃焼
室の領域における丸い横断面からノズル出口の領域にお
ける又はノズルの狭い横断面の領域における方形横断面
に変わっている。
【０００５】これは更にノズル壁が複雑な、湾曲した形
状を取ることを意味する。一方において比較的柔らかい
内側ジャケットが最適な貫流を得るように正確に形状が
整合した内側輪郭を持たなければならず、他方において
支持ジャケットは強度の理由により内側ジャケットの形
状への適応が可能ではないほどの形状を維持する剛直性
を持たなければならない。しかし、前記のような高度の
形状の正確さを持って両ジャケットを製造することは、
複雑な形状のとき製造上制約があって非常に費用のかか
ることである。
状を取ることを意味する。一方において比較的柔らかい
内側ジャケットが最適な貫流を得るように正確に形状が
整合した内側輪郭を持たなければならず、他方において
支持ジャケットは強度の理由により内側ジャケットの形
状への適応が可能ではないほどの形状を維持する剛直性
を持たなければならない。しかし、前記のような高度の
形状の正確さを持って両ジャケットを製造することは、
複雑な形状のとき製造上制約があって非常に費用のかか
ることである。
【０００６】その他の欠点は両ジャケットを接合した
後、場合によっては両ジャケット間に中空空間が存在
し、その中空空間が運転中に変形及び亀裂をもたらしそ
の結果故障をもたらすことである。
後、場合によっては両ジャケット間に中空空間が存在
し、その中空空間が運転中に変形及び亀裂をもたらしそ
の結果故障をもたらすことである。
【０００７】ＤＥ４０１５２０４から、前記の欠点を回
避するための、複数の冷却管路が設けられた、高い熱伝
導性の内側ジャケットを備える、航空機エンジン用推進
ノズルが知られている。前記内側ジャケットの外側は固
い支持ジャケットで囲まれており、内側ジャケットと支
持ジャケットの間に鋳造された中間層が設けられてい
る。それによって内側ジャケットと支持ジャケットの製
造許容差は補償され、その結果両ジャケットの形状正確
さに関する要求を減少させることができる。
避するための、複数の冷却管路が設けられた、高い熱伝
導性の内側ジャケットを備える、航空機エンジン用推進
ノズルが知られている。前記内側ジャケットの外側は固
い支持ジャケットで囲まれており、内側ジャケットと支
持ジャケットの間に鋳造された中間層が設けられてい
る。それによって内側ジャケットと支持ジャケットの製
造許容差は補償され、その結果両ジャケットの形状正確
さに関する要求を減少させることができる。
【０００８】ＤＥ４１１５４０３はエキスパンション・
ランプ(Expansionsrampen)及び熱ガスノズル用ノズル壁
を開示している。このノズル壁は熱ガスの方に向かない
外側の支持構造と互いに間隔を置く、熱ガスの方に向い
て延びる複数の冷却管路を有する、多層の内側構造から
なる。高い推力とエンジンの方式間の簡単な切り換えを
達成するために特に矩形の型の推進ノズルが向いてい
る。しかし、このような推進ノズルのノズル壁は高い圧
力と温度に曝される。円形ノズルの壁とは対照的に圧力
は矩形ノズル又は燃焼室の平らな壁に高い曲げモーメン
トを生ぜしめる。それ故推進ノズルに歪み又は望ましく
ない応力分布(Verspannungen) が生じ、これは推進ノズ
ルの用途に応じた(bestimmungsgrechte)機能を危うくす
る。それに多層壁の内側の温度差のため所謂バイメタル
効果が加重的に作用する。それ故、推力損失と漏洩流(L
eckagestroeme)を回避するために形状の安定した冷却さ
れた壁が必要である。
ランプ(Expansionsrampen)及び熱ガスノズル用ノズル壁
を開示している。このノズル壁は熱ガスの方に向かない
外側の支持構造と互いに間隔を置く、熱ガスの方に向い
て延びる複数の冷却管路を有する、多層の内側構造から
なる。高い推力とエンジンの方式間の簡単な切り換えを
達成するために特に矩形の型の推進ノズルが向いてい
る。しかし、このような推進ノズルのノズル壁は高い圧
力と温度に曝される。円形ノズルの壁とは対照的に圧力
は矩形ノズル又は燃焼室の平らな壁に高い曲げモーメン
トを生ぜしめる。それ故推進ノズルに歪み又は望ましく
ない応力分布(Verspannungen) が生じ、これは推進ノズ
ルの用途に応じた(bestimmungsgrechte)機能を危うくす
る。それに多層壁の内側の温度差のため所謂バイメタル
効果が加重的に作用する。それ故、推力損失と漏洩流(L
eckagestroeme)を回避するために形状の安定した冷却さ
れた壁が必要である。
【０００９】それ故、前記の既知のノズル壁は、熱ガス
があたる熱伝導層と耐熱性のスライド層からなる内側構
造を有する。その場合、複数の冷却管路は、熱伝導層内
に埋設されており、且つ支持構造に多数の、スライド層
を貫通する保持要素によって弾力的に結合されている。
スライド層はセラミック粒状物からなり、熱伝導層は銅
からなる。
があたる熱伝導層と耐熱性のスライド層からなる内側構
造を有する。その場合、複数の冷却管路は、熱伝導層内
に埋設されており、且つ支持構造に多数の、スライド層
を貫通する保持要素によって弾力的に結合されている。
スライド層はセラミック粒状物からなり、熱伝導層は銅
からなる。
【００１０】前記保持要素は複数の筒体の形に形成する
ことができる。その場合、しかし、推進ノズルが高性能
エンジンにおいて普通の極度の熱負荷にさらされると
き、筒体の必要な最小の剛性故に、どれも十分な伸びの
長さ(Dehnweg) を取ることが出来ない。相当な塑性伸び
による高い熱的に誘発された応力故に寿命はかなり限ら
れる。
ことができる。その場合、しかし、推進ノズルが高性能
エンジンにおいて普通の極度の熱負荷にさらされると
き、筒体の必要な最小の剛性故に、どれも十分な伸びの
長さ(Dehnweg) を取ることが出来ない。相当な塑性伸び
による高い熱的に誘発された応力故に寿命はかなり限ら
れる。
【００１１】この寿命の制限は機能不全、例えば限られ
た回数の負荷サイクル及び相応の塑性変形の後の燃焼室
の壁の亀裂並びに熱的に阻まれた伸び即ち高い熱的に誘
発された応力に基づく二次応力（全負荷の約８０％）に
基づくクリープに起因する。
た回数の負荷サイクル及び相応の塑性変形の後の燃焼室
の壁の亀裂並びに熱的に阻まれた伸び即ち高い熱的に誘
発された応力に基づく二次応力（全負荷の約８０％）に
基づくクリープに起因する。
【００１２】それによって繰り返し利用の可能性はかな
り制限されるのみならず、支持システムの全コストも高
くなり、エンジン構成要素（既知のターボポンプを含め
て）の衝撃損失と過大応力がエンジンの駆動中に亀裂形
成によって生じる。
り制限されるのみならず、支持システムの全コストも高
くなり、エンジン構成要素（既知のターボポンプを含め
て）の衝撃損失と過大応力がエンジンの駆動中に亀裂形
成によって生じる。
【００１３】熱ガス壁と外側構造の間でその他の中間材
料、例えば大きな変形をすることができる焼結されたア
ルミニウム又は発泡アルミニウム材料のようなものを利
用するときにも、可塑性をもった領域に不可逆な変形が
起こり、この変形は一回使用の概念(Einwege-Konzepte
n) に導く。
料、例えば大きな変形をすることができる焼結されたア
ルミニウム又は発泡アルミニウム材料のようなものを利
用するときにも、可塑性をもった領域に不可逆な変形が
起こり、この変形は一回使用の概念(Einwege-Konzepte
n) に導く。
【００１４】熱ガス壁と該熱ガス壁を包囲する外側構造
の間の支持要素用既知の材料は、横に伸びることによっ
て高性能エンジンの駆動中に一定の撓みが生じるもの
で、十分な弾性伸びを示さない。
の間の支持要素用既知の材料は、横に伸びることによっ
て高性能エンジンの駆動中に一定の撓みが生じるもの
で、十分な弾性伸びを示さない。
【００１５】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、本質
的に高められた寿命を有し、改良された信頼性及び機能
を果たす能力を持って、燃焼室の多くの熱サイクル数が
可能である高性能エンジン用及び流体ノズル用の燃焼室
を提供することである。
的に高められた寿命を有し、改良された信頼性及び機能
を果たす能力を持って、燃焼室の多くの熱サイクル数が
可能である高性能エンジン用及び流体ノズル用の燃焼室
を提供することである。
【００１６】
【課題を解決するための手段】本発明は、前記の課題を
解決するもので、外側圧力ジャケット及び熱ガスと接触
する、多数の冷却管路が設けられた内壁とからなる航空
機、特にロケットの高性能エンジン及びノズル用燃焼室
であって、圧力ジャケットと内壁の間に超弾性材料又は
形状記憶特性を有する材料からなる中間層が配置されて
いることを特徴とする高性能エンジン及びノズル用燃焼
室を特徴とする。
解決するもので、外側圧力ジャケット及び熱ガスと接触
する、多数の冷却管路が設けられた内壁とからなる航空
機、特にロケットの高性能エンジン及びノズル用燃焼室
であって、圧力ジャケットと内壁の間に超弾性材料又は
形状記憶特性を有する材料からなる中間層が配置されて
いることを特徴とする高性能エンジン及びノズル用燃焼
室を特徴とする。
【００１７】
【発明の実施の形態】本発明において、中間層は１つ又
は多数の並んで配置された針金又はバンドからなる。
は多数の並んで配置された針金又はバンドからなる。
【００１８】名称「メモリ−メタル(Memory-Metall) 」
で知られる、例えばNiTi、CuZnAl等の合金からなる形状
記憶特性を持った材料は、制御可能な超弾性を示すの
で、これで中間層を構成することにより弾性燃焼室構造
を実現できる。冷却管路を備える銅製内壁にスリットが
設けられ、中間層の制御された形状の変更による極度に
加重がかけられる領域（例えば喉領域）における伸び率
の部分的な制御に基づいて、燃焼室の寿命が本質的に高
められる。
で知られる、例えばNiTi、CuZnAl等の合金からなる形状
記憶特性を持った材料は、制御可能な超弾性を示すの
で、これで中間層を構成することにより弾性燃焼室構造
を実現できる。冷却管路を備える銅製内壁にスリットが
設けられ、中間層の制御された形状の変更による極度に
加重がかけられる領域（例えば喉領域）における伸び率
の部分的な制御に基づいて、燃焼室の寿命が本質的に高
められる。
【００１９】形状記憶特性を有する材料製中間層の高度
の弾性の形状変更は燃焼室構造の弾性率の利用可能性を
高めることを可能にする。
の弾性の形状変更は燃焼室構造の弾性率の利用可能性を
高めることを可能にする。
【００２０】中間層に所謂低温材料を利用するとき、そ
の低温材料の作動温度は、特にＨ2によって冷却された
冷却管路の近傍において達成されるように低温領域（例
えば−１００℃）にある。
の低温材料の作動温度は、特にＨ2によって冷却された
冷却管路の近傍において達成されるように低温領域（例
えば−１００℃）にある。
【００２１】さまざまの形状変更の実施の可能性は、構
造上の変化があるとき、特に燃焼室の輪郭が非常に複雑
であるときの幅広い多様性の利点を提供する。
造上の変化があるとき、特に燃焼室の輪郭が非常に複雑
であるときの幅広い多様性の利点を提供する。
【００２２】本発明によって形成された燃焼室の高い熱
サイクル数のほかに、形状変更の再現性の高い信頼性及
び高度の全システムの機能を果たす能力が補償される。
サイクル数のほかに、形状変更の再現性の高い信頼性及
び高度の全システムの機能を果たす能力が補償される。
【００２３】次に、２つの有利な実施例を示す図面をも
とにして、本発明を詳細に説明する。図面において、図
１は、運転停止段階にあり、且つ正常な状況の、ロケッ
トの高性能エンジン又はノズル用燃焼室の一部分を示
す。図２は、発射段階にあり、定常運転中の前記燃焼室
の一部分を示す。図３は、別の形態の、運転停止段階に
あり、且つ正常な状況の、燃焼室の一部分を示す。また
図４は、発射段階にあり、定常運転中の図３に示す燃焼
室の一部分を示す。
とにして、本発明を詳細に説明する。図面において、図
１は、運転停止段階にあり、且つ正常な状況の、ロケッ
トの高性能エンジン又はノズル用燃焼室の一部分を示
す。図２は、発射段階にあり、定常運転中の前記燃焼室
の一部分を示す。図３は、別の形態の、運転停止段階に
あり、且つ正常な状況の、燃焼室の一部分を示す。また
図４は、発射段階にあり、定常運転中の図３に示す燃焼
室の一部分を示す。
【００２４】図１において、９は燃焼室の外側圧力ジャ
ケットを示し、１０は、下側７が熱ガスに接触する、互
いに平行に配置された多数の冷却管路１１を備える内壁
を示す。１は圧力ジャケットと内壁の間の局部的な膨張
領域を示し、２は、本発明によって設けられた、形状記
憶特性を有する材料、即ちメモリーメタルからなる中間
層である。その場合において前記中間層２は、図１及び
図２に示す実施例においては互いに平行に且つ並んで配
置された多数の針金からなる。運転停止段階及び正常な
状況下の状態を示す図１においては、図１の左側に３本
の矢印で中間層２に張力が加わることが示されている。
発射段階にあって且つ定常飛行状態（図２）にあると
き、図２において５で示す中間層が転移温度(Sprungtem
peratur)を越えることにより形状変更をするので、力の
方向は逆転する。
ケットを示し、１０は、下側７が熱ガスに接触する、互
いに平行に配置された多数の冷却管路１１を備える内壁
を示す。１は圧力ジャケットと内壁の間の局部的な膨張
領域を示し、２は、本発明によって設けられた、形状記
憶特性を有する材料、即ちメモリーメタルからなる中間
層である。その場合において前記中間層２は、図１及び
図２に示す実施例においては互いに平行に且つ並んで配
置された多数の針金からなる。運転停止段階及び正常な
状況下の状態を示す図１においては、図１の左側に３本
の矢印で中間層２に張力が加わることが示されている。
発射段階にあって且つ定常飛行状態（図２）にあると
き、図２において５で示す中間層が転移温度(Sprungtem
peratur)を越えることにより形状変更をするので、力の
方向は逆転する。
【００２５】図１において３は拡張スリットを示し、こ
の拡張スリットは定常状態においては図２に示すよう
に、中間層５の方へゆくにつれて広くなっている。
の拡張スリットは定常状態においては図２に示すよう
に、中間層５の方へゆくにつれて広くなっている。
【００２６】図３及び図４に示す実施例においては中間
層４及び８は１つ又は多数の並んで配置されたバンド又
は殻からなり、これらのバンド又は殻は圧力ジャケット
と内壁の間の全接触面を覆っている。
層４及び８は１つ又は多数の並んで配置されたバンド又
は殻からなり、これらのバンド又は殻は圧力ジャケット
と内壁の間の全接触面を覆っている。
【図１】運転停止段階にあり、且つ正常な状況の、ロケ
ットの高性能エンジン又はノズル用燃焼室の一部分を示
す図である。
ットの高性能エンジン又はノズル用燃焼室の一部分を示
す図である。
【図２】発射段階にあり、定常運転中の前記燃焼室の一
部分を示す図である。
部分を示す図である。
【図３】別の形態の、運転停止段階にあり、且つ正常な
状況の、燃焼室の一部分を示す図である。
状況の、燃焼室の一部分を示す図である。
【図４】発射段階にあり、定常運転中の図３に示す燃焼
室の一部分を示す図である。
室の一部分を示す図である。
１ 膨張領域 ２ 中間層 ３ スリット ４ 中間層 ５ 中間層 ６ スリット ７ 下側 ８ 中間層 ９ 圧力ジャケット １０ 内壁 １１ 冷却管路
Claims (5)
- 【請求項１】 外側圧力ジャケット及び熱ガスと接触す
る、多数の冷却管路が設けられた内壁とからなる航空
機、特にロケットの高性能エンジン及びノズル用燃焼室
であって、圧力ジャケット（９）と内壁（１０）の間に
形状記憶特性を有する材料からなる中間層（２，５；
４，８）が配置されていることを特徴とする高性能エン
ジン及びノズル用燃焼室。 - 【請求項２】 外側圧力ジャケット及び熱ガスと接触す
る、多数の冷却管路が設けられた内壁とからなる航空
機、特にロケットの高性能エンジン及びノズル用燃焼室
であって、圧力ジャケット（９）と内壁（１０）の間に
超弾性材料からなる中間層（２，５；４，８）が配置さ
れていることを特徴とする高性能エンジン及びノズル用
燃焼室。 - 【請求項３】 中間層が１つ又は多数の並んで配置され
た針金を含むことを特徴とする請求項１又は２に記載の
燃焼室。 - 【請求項４】 中間層が１つ又は多数の並んで配置され
たバンドを含むことを特徴とする請求項１又は２に記載
の燃焼室。 - 【請求項５】 冷却管路（１１）の間の内壁（１０）に
スリット（３，６）が設けられ、これらのスリットは中
間層（２，５；４，８）に対して垂直に内壁の厚みの一
部分を通って延びていることを特徴とする先行する請求
項の何れか一項に記載の燃焼室。
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