JPH11270409A - 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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- JPH11270409A JPH11270409A JP11026353A JP2635399A JPH11270409A JP H11270409 A JPH11270409 A JP H11270409A JP 11026353 A JP11026353 A JP 11026353A JP 2635399 A JP2635399 A JP 2635399A JP H11270409 A JPH11270409 A JP H11270409A
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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
-
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- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- 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
-
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- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 寿命が本質的に高められ、燃焼室の高い回数
の熱サイクルが可能である飛行物体の高性能エンジン及
びノズル用燃焼室を提供すること。 【解決手段】 高性能エンジン及びノズル用燃焼室は、
外側ジャケットと、熱ガスと接触するように配置され、
複数の冷却管路を備える内側基体とからなる。外側ジャ
ケット（１）はC/SiC の長繊維からなり、内側基体
（２）はC/SiC の短繊維からなる。
の熱サイクルが可能である飛行物体の高性能エンジン及
びノズル用燃焼室を提供すること。 【解決手段】 高性能エンジン及びノズル用燃焼室は、
外側ジャケットと、熱ガスと接触するように配置され、
複数の冷却管路を備える内側基体とからなる。外側ジャ
ケット（１）はC/SiC の長繊維からなり、内側基体
（２）はC/SiC の短繊維からなる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、外側ジャケット
と、熱ガスに接触するように配置され、複数の冷却管路
を備える内側基体とからなる、飛行物体、特にロケット
の高性能エンジン及び噴射ノズル用燃焼室に関する。
と、熱ガスに接触するように配置され、複数の冷却管路
を備える内側基体とからなる、飛行物体、特にロケット
の高性能エンジン及び噴射ノズル用燃焼室に関する。
【０００２】
【従来の技術】ＤＥ３５３５７７９に高性能エンジン用
推進ノズル、例えばブースタロケット又は再利用可能な
宇宙航空機用推進ノズルが記載されており、この推進ノ
ズルは回転対称な輪郭を有する。円形の横断面は燃焼室
から出て狭い横断面部の方へ次第に細くなり、引き続き
また広くなっている。このような回転対称な輪郭は製造
技術的に簡単であり、ガス力に実質的に抗することを可
能にする。
推進ノズル、例えばブースタロケット又は再利用可能な
宇宙航空機用推進ノズルが記載されており、この推進ノ
ズルは回転対称な輪郭を有する。円形の横断面は燃焼室
から出て狭い横断面部の方へ次第に細くなり、引き続き
また広くなっている。このような回転対称な輪郭は製造
技術的に簡単であり、ガス力に実質的に抗することを可
能にする。
【０００３】しかし、約３０００℃の高い温度故に推進
ノズルは効率良く冷却されなければならない。この冷却
は、銅合金からなる既知の推進ノズルの場合、内側ジャ
ケット内に周方向又は軸方向に冷媒、例えば推進ノズル
内で燃焼されるべき液体水素が流れ、それによって冷却
せしめられる冷却管路を設けることによって行われる。
前記内側ジャケットの外側は支持ジャケットによって継
ぎ目なく包囲され、支持ジャケットがガス力に抗してい
る。前記支持ジャケットは高い引張強さを持っていなけ
ればならないが、一方内側に冷却装置が配置されている
が故に耐熱性はたいして重要ではない。
ノズルは効率良く冷却されなければならない。この冷却
は、銅合金からなる既知の推進ノズルの場合、内側ジャ
ケット内に周方向又は軸方向に冷媒、例えば推進ノズル
内で燃焼されるべき液体水素が流れ、それによって冷却
せしめられる冷却管路を設けることによって行われる。
前記内側ジャケットの外側は支持ジャケットによって継
ぎ目なく包囲され、支持ジャケットがガス力に抗してい
る。前記支持ジャケットは高い引張強さを持っていなけ
ればならないが、一方内側に冷却装置が配置されている
が故に耐熱性はたいして重要ではない。
【０００４】前記のような推進ノズルを同様に有する極
超音速航空機を開発する試みが続けられている。前記推
進ノズルは推力を発生させるとき高い出力を持たなけれ
ばならず、その場合複数のエンジンが並んで配置されて
いる。前記の要求を満たすために横断面構造が燃焼室の
領域における丸い横断面からノズル出口又はノズル出口
横断面部における方形横断面に変わる推進ノズルが既に
提案されている。
超音速航空機を開発する試みが続けられている。前記推
進ノズルは推力を発生させるとき高い出力を持たなけれ
ばならず、その場合複数のエンジンが並んで配置されて
いる。前記の要求を満たすために横断面構造が燃焼室の
領域における丸い横断面からノズル出口又はノズル出口
横断面部における方形横断面に変わる推進ノズルが既に
提案されている。
【０００５】これはノズル壁が複雑な湾曲した形状を有
することを意味する。比較的柔らかな内側ジャケットは
最適な貫流を得るように形状の正確な内側輪郭を持って
おり、一方支持ジャケットは補強のため形状を維持する
ものでなければならないので、内側ジャケットの形状に
適合させることは可能ではない。しかし、両ジャケット
を高い形状精度で作るのに複雑な形状のとき製造費用が
かかる。
することを意味する。比較的柔らかな内側ジャケットは
最適な貫流を得るように形状の正確な内側輪郭を持って
おり、一方支持ジャケットは補強のため形状を維持する
ものでなければならないので、内側ジャケットの形状に
適合させることは可能ではない。しかし、両ジャケット
を高い形状精度で作るのに複雑な形状のとき製造費用が
かかる。
【０００６】別の欠点は、両ジャケットを組み合わせた
後場合によっては空所が残り、この空所は駆動中に変
形、亀裂をもたらし、その結果故障をもたらすことにあ
る。
後場合によっては空所が残り、この空所は駆動中に変
形、亀裂をもたらし、その結果故障をもたらすことにあ
る。
【０００７】ＤＥ４０１５２０４から前記欠点を解消す
るため、複数の冷却管路を備える、高い熱伝導性の内側
ジャケットを有する航空機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堅固な支持材料で包囲
されており、内側ジャケットと支持ジャケットの間に鋳
込まれた中間層が設けられている。それによって両ジャ
ケットの形状精度に関する要求が減じられるように内側
ジャケットと支持材料の製造許容差は補償されている。
るため、複数の冷却管路を備える、高い熱伝導性の内側
ジャケットを有する航空機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堅固な支持材料で包囲
されており、内側ジャケットと支持ジャケットの間に鋳
込まれた中間層が設けられている。それによって両ジャ
ケットの形状精度に関する要求が減じられるように内側
ジャケットと支持材料の製造許容差は補償されている。
【０００８】ＤＥ４１１５４０３は、膨張ランプ(Expan
sionsrampen)及び熱ガスノズル用ノズル壁を開示してい
る。前記ノズル壁は熱ガスに対面しない側の外側支持構
造と、多層の、互いに間隔をおいて、熱ガスの方に向い
て走る複数の冷却管路とからなる。高い推力を生ぜし
め、且つエンジンの型間の交換を簡単にするために、特
に方形構造の推進ノズルが適している。しかし、この推
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方形ノズル又は燃焼室の平らな
ノズル壁に圧力が高い曲げモーメントを生ぜしめる。そ
の結果湾曲(Verwoelbungen) 又は及び過度の歪み(Versp
annungen) が生じ、これは推進ノズルの仕様に応じた(b
estimmungsrechte) 機能を危うくする。所謂バイメタル
効果が多層壁の内側の温度差によってさらに困難をもた
らす。それ故推力損失と漏れ流(Leckagestroeme)を解消
するために、形状が安定している被冷却壁が必要であ
る。
sionsrampen)及び熱ガスノズル用ノズル壁を開示してい
る。前記ノズル壁は熱ガスに対面しない側の外側支持構
造と、多層の、互いに間隔をおいて、熱ガスの方に向い
て走る複数の冷却管路とからなる。高い推力を生ぜし
め、且つエンジンの型間の交換を簡単にするために、特
に方形構造の推進ノズルが適している。しかし、この推
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方形ノズル又は燃焼室の平らな
ノズル壁に圧力が高い曲げモーメントを生ぜしめる。そ
の結果湾曲(Verwoelbungen) 又は及び過度の歪み(Versp
annungen) が生じ、これは推進ノズルの仕様に応じた(b
estimmungsrechte) 機能を危うくする。所謂バイメタル
効果が多層壁の内側の温度差によってさらに困難をもた
らす。それ故推力損失と漏れ流(Leckagestroeme)を解消
するために、形状が安定している被冷却壁が必要であ
る。
【０００９】それ故、前記の既知のノズル壁は、熱ガス
があてられる熱伝導層と耐熱性平滑層とからなる内側構
造を有する。その場合冷却管路は熱伝導層内に埋め込ま
れ、熱伝導層は支持構造と多数の平滑層を貫き通る保持
要素を介して弾力的に結合されている。平滑層はその場
合セラミック顆粒からなり、一方熱伝導層は銅からな
る。
があてられる熱伝導層と耐熱性平滑層とからなる内側構
造を有する。その場合冷却管路は熱伝導層内に埋め込ま
れ、熱伝導層は支持構造と多数の平滑層を貫き通る保持
要素を介して弾力的に結合されている。平滑層はその場
合セラミック顆粒からなり、一方熱伝導層は銅からな
る。
【００１０】前記保持要素は管の形態に形成されてお
り、しかし、その場合、推進ノズルが高性能エンジンに
おいて普通の極めて高い熱負荷にさらされるとき、必要
な最低強度故に十分な歪み距離(Dehnweg) を得ることが
できない。かなりの塑性伸びを伴う、より高い熱的に誘
導される応力故に寿命が制限される。
り、しかし、その場合、推進ノズルが高性能エンジンに
おいて普通の極めて高い熱負荷にさらされるとき、必要
な最低強度故に十分な歪み距離(Dehnweg) を得ることが
できない。かなりの塑性伸びを伴う、より高い熱的に誘
導される応力故に寿命が制限される。
【００１１】前記の寿命の制限は、故障、例えば一定数
の負荷サイクルとそれに対応する塑性変形及び熱的に妨
害された歪みによる、即ち高い熱的に誘導される応力
（全加重の約８０％）による二次応力によるクリープ発
生後の燃焼室壁の割れに起因する。
の負荷サイクルとそれに対応する塑性変形及び熱的に妨
害された歪みによる、即ち高い熱的に誘導される応力
（全加重の約８０％）による二次応力によるクリープ発
生後の燃焼室壁の割れに起因する。
【００１２】このため、燃焼室及び推進ノズル又は全エ
ンジンシステムの再利用可能性が厳しく制限されるのみ
ならず、ブースターその他の推進装置の全てのコストが
高められる。さらにエンジン構成要素（既知のターボポ
ンプを含めて）の推力損失と過大応力が亀裂ができるこ
とによってエンジン駆動中に発生する。
ンジンシステムの再利用可能性が厳しく制限されるのみ
ならず、ブースターその他の推進装置の全てのコストが
高められる。さらにエンジン構成要素（既知のターボポ
ンプを含めて）の推力損失と過大応力が亀裂ができるこ
とによってエンジン駆動中に発生する。
【００１３】他の中間材料が熱ガス壁と外側構造の間で
利用されても、例えば焼結されたアルミニウム又は発泡
アルミニウム材料は、高い歪みを吸収できるが、塑性域
において非可逆変形をするもので、この材料は使い捨て
の構想に到達するだけのものである。
利用されても、例えば焼結されたアルミニウム又は発泡
アルミニウム材料は、高い歪みを吸収できるが、塑性域
において非可逆変形をするもので、この材料は使い捨て
の構想に到達するだけのものである。
【００１４】上記の熱ガス壁とそれを包囲する外側構造
の間の支持構造用の既知の材料は、高性能エンジンの駆
動中に横に伸びることによって一定のたわみを生ぜし
め、十分な弾性歪みを示さない。
の間の支持構造用の既知の材料は、高性能エンジンの駆
動中に横に伸びることによって一定のたわみを生ぜし
め、十分な弾性歪みを示さない。
【００１５】ＤＥ３１３６２５２には、駆動及び燃焼ア
センブリに使用されるセラミック製のバーナチップ及び
燃焼室用の燃焼室壁が記載されている。この場合におい
て燃焼室の燃焼室壁は一段又は多段の流れの管路を有す
るセラミック製熱交換器の集積部分である。押し出し、
成膜及び巻回技術(Strangzieh-, Folien, und Wickelte
chnik)によってこのような平行する流れ、対向する流れ
及び横の流れの熱交換器を作ることができる。燃焼室壁
用の材料として炭化珪素又は窒化珪素が提案されてい
る。
センブリに使用されるセラミック製のバーナチップ及び
燃焼室用の燃焼室壁が記載されている。この場合におい
て燃焼室の燃焼室壁は一段又は多段の流れの管路を有す
るセラミック製熱交換器の集積部分である。押し出し、
成膜及び巻回技術(Strangzieh-, Folien, und Wickelte
chnik)によってこのような平行する流れ、対向する流れ
及び横の流れの熱交換器を作ることができる。燃焼室壁
用の材料として炭化珪素又は窒化珪素が提案されてい
る。
【００１６】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は寿命が
本質的に高められ、燃焼室の高い回数の熱サイクルが可
能である飛行物体の高性能エンジン及びノズル用燃焼室
を提供することである。
本質的に高められ、燃焼室の高い回数の熱サイクルが可
能である飛行物体の高性能エンジン及びノズル用燃焼室
を提供することである。
【００１７】
【課題を解決するための手段】発明の課題は、本発明に
より、「外側ジャケットと、熱ガスと接触するように配
置され、複数の冷却管路を備える内側基体とからなる、
飛行物体、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、外側ジャケットはC/SiC の長繊維から
なり、内側基体はC/SiC の短繊維からなることを特徴と
する高性能エンジン及びノズル用燃焼室。」によって解
決される。
より、「外側ジャケットと、熱ガスと接触するように配
置され、複数の冷却管路を備える内側基体とからなる、
飛行物体、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、外側ジャケットはC/SiC の長繊維から
なり、内側基体はC/SiC の短繊維からなることを特徴と
する高性能エンジン及びノズル用燃焼室。」によって解
決される。
【００１８】本発明の燃焼室において、好ましくは前記
内側基体に対面する外側ジャケットの側にCr2O3 層が設
けられる。
内側基体に対面する外側ジャケットの側にCr2O3 層が設
けられる。
【００１９】本発明の燃焼室において、好ましくは前記
内側基体に対面する外側ジャケットの側にAl2O3 層が設
けられる。
内側基体に対面する外側ジャケットの側にAl2O3 層が設
けられる。
【００２０】本発明の燃焼室において、好ましくは外側
ジャケットに接続される内側基体の部分の上面にSiC 層
が設けられる。
ジャケットに接続される内側基体の部分の上面にSiC 層
が設けられる。
【００２１】本発明の燃焼室の構造は多数の利点を提供
する。大きな質量、大きな弾性変形及びそれによる低い
寿命を特色とする金属の利用とは対照的に、本発明によ
る、少ない質量を有し且つ熱膨張率が非常に低いことに
より塑性変形が僅かなC/SiCの利用は高い寿命をもたら
す。
する。大きな質量、大きな弾性変形及びそれによる低い
寿命を特色とする金属の利用とは対照的に、本発明によ
る、少ない質量を有し且つ熱膨張率が非常に低いことに
より塑性変形が僅かなC/SiCの利用は高い寿命をもたら
す。
【００２２】特に異方性長繊維-2D-C/SiC は巻き取るこ
とができ、或いはプリプレグの形態に作ることもでき
る。
とができ、或いはプリプレグの形態に作ることもでき
る。
【００２３】等方性短繊維-C/SiC製内側基体は問題なく
機械的に加工することが可能であるので、冷却管路を内
側基体内部に切削加工することができる。更に短繊維-C
/SiCの使用により下記の利点が提供される。 ・一体な軽量構造方式 ・非常に高く且つ調節可能な剛性 ・低い密度 ・生状態における容易な且つ最終形態に近い加工／形態
付与（例えば回転による） ・高い耐熱衝撃性(Thermoschockbestaendigkeit) ・高い熱伝導性 ・低い熱膨張係数 ・高い耐薬品性 ・機械的負荷の下でのクリープがない ・比較的低い原料コスト、及び ・低い製造コスト
機械的に加工することが可能であるので、冷却管路を内
側基体内部に切削加工することができる。更に短繊維-C
/SiCの使用により下記の利点が提供される。 ・一体な軽量構造方式 ・非常に高く且つ調節可能な剛性 ・低い密度 ・生状態における容易な且つ最終形態に近い加工／形態
付与（例えば回転による） ・高い耐熱衝撃性(Thermoschockbestaendigkeit) ・高い熱伝導性 ・低い熱膨張係数 ・高い耐薬品性 ・機械的負荷の下でのクリープがない ・比較的低い原料コスト、及び ・低い製造コスト
【００２４】
【発明の実施の形態】次に図面を参照して本発明につい
て説明する。図面において図１は、使用できるように仕
上げられた状態の、本発明の燃焼室の壁構造の切断部分
の略断面図である。図２（Ａ）は、図１の壁構造に作る
段階を示す略図である。図２（Ｂ）は、図２（Ａ）に示
す段階に続く次の製造段階を示す略図である。図２
（Ｃ）は、図２（Ａ）と同様の変形の態様を示す略図で
ある。図３（Ａ）は、典型的な操作例用の構造における
種々の面における温度と共に示す従来技術の燃焼室の壁
構造の一部分の略断面図である。図３（Ｂ）は、図３
（Ａ）と同じ操作例用の壁構造における種々の面におい
て優勢な温度と共に示す本発明の燃焼室の壁構造の図３
（Ａ）と同様な略断面図である。図４は、本発明の燃焼
室及び推進ノズルの略断面図である。
て説明する。図面において図１は、使用できるように仕
上げられた状態の、本発明の燃焼室の壁構造の切断部分
の略断面図である。図２（Ａ）は、図１の壁構造に作る
段階を示す略図である。図２（Ｂ）は、図２（Ａ）に示
す段階に続く次の製造段階を示す略図である。図２
（Ｃ）は、図２（Ａ）と同様の変形の態様を示す略図で
ある。図３（Ａ）は、典型的な操作例用の構造における
種々の面における温度と共に示す従来技術の燃焼室の壁
構造の一部分の略断面図である。図３（Ｂ）は、図３
（Ａ）と同じ操作例用の壁構造における種々の面におい
て優勢な温度と共に示す本発明の燃焼室の壁構造の図３
（Ａ）と同様な略断面図である。図４は、本発明の燃焼
室及び推進ノズルの略断面図である。
【００２５】高性能エンジン、例えばロケットエンジン
の燃焼室及び／又は推進ノズルの壁構造Ｗの実施態様例
を略図示する。図示のように、壁構造Ｗは、方形横断面
を有する燃焼室又は推進ノズル用の本質的に平らな板状
壁であるが、その代わりに相応の曲線形又は円形の横断
面を有する燃焼室又は推進ノズル用の曲線形又は円形形
状を有するように適応させることもできる。図４は燃焼
室８と狭いスロート１０を含む推進ノズル９を備える、
高性能エンジンを示す。前記燃焼室と推進ノズルは本発
明により壁構造Ｗによって境界付けられている。従来か
ら常用されている燃料及び酸化剤ライン、ターボポン
プ、燃料インゼクタ、ガス化装置等のエンジンの補助構
成要素は図面においては省略されている。
の燃焼室及び／又は推進ノズルの壁構造Ｗの実施態様例
を略図示する。図示のように、壁構造Ｗは、方形横断面
を有する燃焼室又は推進ノズル用の本質的に平らな板状
壁であるが、その代わりに相応の曲線形又は円形の横断
面を有する燃焼室又は推進ノズル用の曲線形又は円形形
状を有するように適応させることもできる。図４は燃焼
室８と狭いスロート１０を含む推進ノズル９を備える、
高性能エンジンを示す。前記燃焼室と推進ノズルは本発
明により壁構造Ｗによって境界付けられている。従来か
ら常用されている燃料及び酸化剤ライン、ターボポン
プ、燃料インゼクタ、ガス化装置等のエンジンの補助構
成要素は図面においては省略されている。
【００２６】各図において、壁構造Ｗは、燃焼室及び／
又は推進ノズルにおいて生ずる全ての機械的負荷を吸収
し、且つ支持する外側ジャケット１を含む。この外側ジ
ャケット１は、異方性長繊維 C/SiC複合材料、例えば好
ましくは全体的に必要とされる厚みの外側ジャケット１
を形成するように材料のフィラメント、ファイバー又は
ロービング３を巻き付けるか又はラッピングすることに
よって形成される長繊維2D-C/SiC複合材料からなる。前
記のようにする代わりに外側ジャケット１はプリプレグ
層又は多層シートの形態で設けられてもよい。その場合
ファイバーは何らかの特別の用途に対して求められた異
方性を得るように所望の配向が織られてもよく或いは織
られていなくてもよい。
又は推進ノズルにおいて生ずる全ての機械的負荷を吸収
し、且つ支持する外側ジャケット１を含む。この外側ジ
ャケット１は、異方性長繊維 C/SiC複合材料、例えば好
ましくは全体的に必要とされる厚みの外側ジャケット１
を形成するように材料のフィラメント、ファイバー又は
ロービング３を巻き付けるか又はラッピングすることに
よって形成される長繊維2D-C/SiC複合材料からなる。前
記のようにする代わりに外側ジャケット１はプリプレグ
層又は多層シートの形態で設けられてもよい。その場合
ファイバーは何らかの特別の用途に対して求められた異
方性を得るように所望の配向が織られてもよく或いは織
られていなくてもよい。
【００２７】壁構造Ｗは、更に燃焼室の内側燃焼空間に
対面し、境界付ける内側基体、即ち内側壁部材２を備え
る。この内側壁部材２は、例えば燃焼室及び／又は推進
ノズル内の熱い燃焼ガスを直接境界付け、それに接触す
る内側面２Ａを有する。内側壁部材２は必要な形状に容
易に形成又は機械的に加工できる等方性短繊維 C/SiC複
合材料からなる。この等方性 C/SiC複合材料は、例えば
必要な冷却機能を提供するためにその中に設けられた複
数の冷却管路４を含む。例えば冷却管路４は等方性短繊
維C/SiC 材料製シート又はプレートの中に簡単にミーリ
ング加工し、内側壁部材２を形成することができる。
対面し、境界付ける内側基体、即ち内側壁部材２を備え
る。この内側壁部材２は、例えば燃焼室及び／又は推進
ノズル内の熱い燃焼ガスを直接境界付け、それに接触す
る内側面２Ａを有する。内側壁部材２は必要な形状に容
易に形成又は機械的に加工できる等方性短繊維 C/SiC複
合材料からなる。この等方性 C/SiC複合材料は、例えば
必要な冷却機能を提供するためにその中に設けられた複
数の冷却管路４を含む。例えば冷却管路４は等方性短繊
維C/SiC 材料製シート又はプレートの中に簡単にミーリ
ング加工し、内側壁部材２を形成することができる。
【００２８】内側壁部材２の上に外側ジャケット１を組
み付ける一連の段階を図２（Ａ）と図２（Ｂ）に示す。
そのほかの組み付け方法は内側壁部材２の上の「本来の
場所に」外側ジャケット１を巻き付けるか又は組み付け
て作ることができる。図２（Ａ）は、互いに離れた外側
部材１と内側部材２を示す。その場合各構成要素は先に
独立して既に織られている。二つの構成要素を強固に互
いに実質的に一体に接着するために、Cr2O3 又はAl2O3
の層６が内側壁部材２に対面する外側ジャケット１の内
面１Ａに塗布される。同様にSiC 層５が内側壁部材２の
外側の対向面５Ａに好ましくは化学蒸着法（ＣＶＤ）に
よって設けられる。特に前記外側表面５Ａは、冷却管路
４を形成後に残る内側壁部材２の上面領域にある外側ジ
ャケット１に接着される。
み付ける一連の段階を図２（Ａ）と図２（Ｂ）に示す。
そのほかの組み付け方法は内側壁部材２の上の「本来の
場所に」外側ジャケット１を巻き付けるか又は組み付け
て作ることができる。図２（Ａ）は、互いに離れた外側
部材１と内側部材２を示す。その場合各構成要素は先に
独立して既に織られている。二つの構成要素を強固に互
いに実質的に一体に接着するために、Cr2O3 又はAl2O3
の層６が内側壁部材２に対面する外側ジャケット１の内
面１Ａに塗布される。同様にSiC 層５が内側壁部材２の
外側の対向面５Ａに好ましくは化学蒸着法（ＣＶＤ）に
よって設けられる。特に前記外側表面５Ａは、冷却管路
４を形成後に残る内側壁部材２の上面領域にある外側ジ
ャケット１に接着される。
【００２９】図２（Ａ）と共に説明したように接着層を
構成要素に設けた後、二つの構成要素は互いに押し付け
られ、必要に応じて火にあてられ内側壁部材２に外側ジ
ャケット１が接着され、最終の壁構造Ｗが作られる。こ
の工程によって、セラミックはんだ付け又は溶接界面層
Ｖが２つの構成要素の間に形状を合わせ、且つ一体に接
着するように形成される。その場合層６のCr2O3 又はAl
2O3 と層５のSiC が互いに反応して一体に結合する珪酸
塩（例えばAl2O3 ＋SiC →珪酸アルミニウム）を形成
し、これが接着界面層Ｖを形成する。
構成要素に設けた後、二つの構成要素は互いに押し付け
られ、必要に応じて火にあてられ内側壁部材２に外側ジ
ャケット１が接着され、最終の壁構造Ｗが作られる。こ
の工程によって、セラミックはんだ付け又は溶接界面層
Ｖが２つの構成要素の間に形状を合わせ、且つ一体に接
着するように形成される。その場合層６のCr2O3 又はAl
2O3 と層５のSiC が互いに反応して一体に結合する珪酸
塩（例えばAl2O3 ＋SiC →珪酸アルミニウム）を形成
し、これが接着界面層Ｖを形成する。
【００３０】図２（Ｃ）は図２（Ｂ）と共に先に説明し
たようなセラミックはんだ接合層Ｖのない工程の変形を
示す。代わりに、図２（Ｃ）の工程においては外側ジャ
ケット１及び内側壁部材２の上面５Ａは、外側ジャケッ
ト１と接触する壁部材２の領域において、内側壁部材２
の短繊維材料と外側ジャケット１の長繊維材料の中に同
時に珪素を浸入させることによって互いに接合せしめら
れる。２つの構成要素に浸入せしめられる珪素は、例え
ば炭化珪素及び／又は珪酸塩からなる、形状を合わせ
た、且つ一体に接着する接合層Ｖ′を形成する。
たようなセラミックはんだ接合層Ｖのない工程の変形を
示す。代わりに、図２（Ｃ）の工程においては外側ジャ
ケット１及び内側壁部材２の上面５Ａは、外側ジャケッ
ト１と接触する壁部材２の領域において、内側壁部材２
の短繊維材料と外側ジャケット１の長繊維材料の中に同
時に珪素を浸入させることによって互いに接合せしめら
れる。２つの構成要素に浸入せしめられる珪素は、例え
ば炭化珪素及び／又は珪酸塩からなる、形状を合わせ
た、且つ一体に接着する接合層Ｖ′を形成する。
【００３１】次に本発明による壁構造Ｗの有利な機械的
特性及び熱的特性を従来の技術の壁構造Ｗ′の対応する
特性と図３（Ｂ）及び図３（Ａ）を夫々用いて比較す
る。即ち図３（Ａ）は、燃焼室の従来の壁構造を示す。
この壁構造はCu、Ag及び／又はZr等の金属からなる一体
構造を有する。一方図３（Ｂ）は長繊維 C/SiC複合材料
からなる外側ジャケット１と短繊維 C/SiC複合材料から
なる内側壁部材２とからなり、外側ジャケット１と内側
壁部材２は互いに接合層Ｖにおいて接合されている本発
明による壁構造Ｗを示す。図３（Ａ）に示す従来の壁構
造Ｗ′並びに図３（Ｂ）に示す本発明の壁構造Ｗはいず
れも壁構造に設けられた冷却管路４を流れる液体水素を
使用する、高性能エンジンの燃焼室において優勢な極め
て高い温度から壁構造を守る再生冷却法に適合したもの
である。
特性及び熱的特性を従来の技術の壁構造Ｗ′の対応する
特性と図３（Ｂ）及び図３（Ａ）を夫々用いて比較す
る。即ち図３（Ａ）は、燃焼室の従来の壁構造を示す。
この壁構造はCu、Ag及び／又はZr等の金属からなる一体
構造を有する。一方図３（Ｂ）は長繊維 C/SiC複合材料
からなる外側ジャケット１と短繊維 C/SiC複合材料から
なる内側壁部材２とからなり、外側ジャケット１と内側
壁部材２は互いに接合層Ｖにおいて接合されている本発
明による壁構造Ｗを示す。図３（Ａ）に示す従来の壁構
造Ｗ′並びに図３（Ｂ）に示す本発明の壁構造Ｗはいず
れも壁構造に設けられた冷却管路４を流れる液体水素を
使用する、高性能エンジンの燃焼室において優勢な極め
て高い温度から壁構造を守る再生冷却法に適合したもの
である。
【００３２】両例において壁構造Ｗと壁構造Ｗ′は燃焼
ガスに曝され、したがって極めて高い温度に曝される内
側面２Ａを有する。両例は壁構造Ｗ又はＷ′の熱い燃焼
ガスと内側面２Ａの間と、壁構造の熱い部分と冷却管路
４を流れる液体水素冷却媒体との間で夫々同じ熱伝達条
件にあると仮定する。これらの熱伝達条件は概して又は
ほぼ推進ノズルのスロートにおけるピークの値が２２０
barを越える燃焼室圧で水素と酸素を燃焼させる典型的
な高性能エンジンにおいて生じる熱負荷条件に相当す
る。即ちほぼ１２０ MW/ｍ2 の燃焼室壁の極めて高い熱
負荷が前記のようなエンジンと運転状態に対して局部的
に生じるピーク値として使用された。
ガスに曝され、したがって極めて高い温度に曝される内
側面２Ａを有する。両例は壁構造Ｗ又はＷ′の熱い燃焼
ガスと内側面２Ａの間と、壁構造の熱い部分と冷却管路
４を流れる液体水素冷却媒体との間で夫々同じ熱伝達条
件にあると仮定する。これらの熱伝達条件は概して又は
ほぼ推進ノズルのスロートにおけるピークの値が２２０
barを越える燃焼室圧で水素と酸素を燃焼させる典型的
な高性能エンジンにおいて生じる熱負荷条件に相当す
る。即ちほぼ１２０ MW/ｍ2 の燃焼室壁の極めて高い熱
負荷が前記のようなエンジンと運転状態に対して局部的
に生じるピーク値として使用された。
【００３３】図３（Ａ）の従来例と図３（Ｂ）の本発明
の例において同じ初期熱負荷条件が使用されたけれど
も、従来の金属壁材料に比較して本発明のセラミック複
合壁材料の熱伝導率が異なるため２つの壁構造における
特別の場所においては異なる温度条件が優勢である。
の例において同じ初期熱負荷条件が使用されたけれど
も、従来の金属壁材料に比較して本発明のセラミック複
合壁材料の熱伝導率が異なるため２つの壁構造における
特別の場所においては異なる温度条件が優勢である。
【００３４】図３（Ａ）に示す従来の壁構造は燃焼室に
対面する内側面２Ａにおいては８００Ｋの温度を有し、
冷却管路４に対面する面においては５００Ｋの温度を有
し、冷却媒体の温度は１００Ｋであり、外側ジャケット
部材においては１００Ｋの完全に冷却された平均温度に
なっている。その結果、冷却管路と内側面２Ａ間の内側
壁部材の平均温度は６５０Ｋであり、内側面２Ａと冷却
管路に対面する面の間で内側壁部材に△＝３００Ｋの温
度差又は勾配があり、また内側壁部材の平均温度（６５
０Ｋ）と外側壁部材の平均温度（１００Ｋ）の間に△＝
５５０Ｋの温度差があることが分かる。
対面する内側面２Ａにおいては８００Ｋの温度を有し、
冷却管路４に対面する面においては５００Ｋの温度を有
し、冷却媒体の温度は１００Ｋであり、外側ジャケット
部材においては１００Ｋの完全に冷却された平均温度に
なっている。その結果、冷却管路と内側面２Ａ間の内側
壁部材の平均温度は６５０Ｋであり、内側面２Ａと冷却
管路に対面する面の間で内側壁部材に△＝３００Ｋの温
度差又は勾配があり、また内側壁部材の平均温度（６５
０Ｋ）と外側壁部材の平均温度（１００Ｋ）の間に△＝
５５０Ｋの温度差があることが分かる。
【００３５】他方図３（Ｂ）に示す本発明の壁構造Ｗは
燃焼室に対面する内側面２Ａにおいて１２３９Ｋの温度
を有し、冷却管路４に対面する内側面２Ａにおいて４３
５Ｋの温度を有し、冷却媒体の温度は１００Ｋであり、
外側ジャケット部材においては完全に冷却された平均温
度は１００Ｋである。その結果、冷却管路と内側面２Ａ
の間の内側壁部材の平均温度は８３７Ｋであり、内側面
２Ａと冷却管路に対面する面の間の内側壁部材に△＝８
０４Ｋの温度差又は勾配があり、内側壁部材の平均温度
（８３７Ｋ）と外側壁部材の平均温度（１００Ｋ）の間
に△＝７３７Ｋの温度差があることが分かる。
燃焼室に対面する内側面２Ａにおいて１２３９Ｋの温度
を有し、冷却管路４に対面する内側面２Ａにおいて４３
５Ｋの温度を有し、冷却媒体の温度は１００Ｋであり、
外側ジャケット部材においては完全に冷却された平均温
度は１００Ｋである。その結果、冷却管路と内側面２Ａ
の間の内側壁部材の平均温度は８３７Ｋであり、内側面
２Ａと冷却管路に対面する面の間の内側壁部材に△＝８
０４Ｋの温度差又は勾配があり、内側壁部材の平均温度
（８３７Ｋ）と外側壁部材の平均温度（１００Ｋ）の間
に△＝７３７Ｋの温度差があることが分かる。
【００３６】図３（Ａ）と図３（Ｂ）に示した温度値の
結果として、本発明の壁構造Ｗの構成要素には壁構造及
びその構成要素を横断する温度差に関してより高い熱負
荷がかかっていることが分かる。つまり従来の壁構造に
比べて本発明の壁構造Ｗとその構成要素を横断してより
高い温度勾配が存在する。これは、本発明の壁構造Ｗが
従来の壁構造において典型的に使用される銅合金によっ
てつくり出される熱伝導率の多くてほんの約１／３の熱
伝導率を有するので期待される。
結果として、本発明の壁構造Ｗの構成要素には壁構造及
びその構成要素を横断する温度差に関してより高い熱負
荷がかかっていることが分かる。つまり従来の壁構造に
比べて本発明の壁構造Ｗとその構成要素を横断してより
高い温度勾配が存在する。これは、本発明の壁構造Ｗが
従来の壁構造において典型的に使用される銅合金によっ
てつくり出される熱伝導率の多くてほんの約１／３の熱
伝導率を有するので期待される。
【００３７】それにもかかわらず、本発明の壁構造にお
けるセラミック材料は、従来の壁構造において使用され
る典型的な銅合金その他の金属合金よりも相当に低い熱
膨張係数を有するので本発明によって重大な利点が得ら
れる。その結果、本発明の壁構造Ｗの塑性変形は図３
（Ａ）及び図３（Ｂ）に示すように同じ熱負荷条件下で
従来の壁構造Ｗ′の塑性変形の２分の１にすぎない。
けるセラミック材料は、従来の壁構造において使用され
る典型的な銅合金その他の金属合金よりも相当に低い熱
膨張係数を有するので本発明によって重大な利点が得ら
れる。その結果、本発明の壁構造Ｗの塑性変形は図３
（Ａ）及び図３（Ｂ）に示すように同じ熱負荷条件下で
従来の壁構造Ｗ′の塑性変形の２分の１にすぎない。
【００３８】特に適当な熱膨張係数と上記した温度のデ
ータを使用して、図３（Ａ）に示す温度勾配により従来
の壁構造Ｗ′において生じる塑性変形を計算し、次の結
果を得ることができる。 ａ）内側壁における温度勾配のため起こる塑性変形＝
０．３７％ ｂ）内側壁と外側壁の間の温度差のため起こる塑性変形
＝１．３３％ ｃ）総塑性変形＝１．７０％
ータを使用して、図３（Ａ）に示す温度勾配により従来
の壁構造Ｗ′において生じる塑性変形を計算し、次の結
果を得ることができる。 ａ）内側壁における温度勾配のため起こる塑性変形＝
０．３７％ ｂ）内側壁と外側壁の間の温度差のため起こる塑性変形
＝１．３３％ ｃ）総塑性変形＝１．７０％
【００３９】他方図３（Ｂ）に示す本発明の壁構造につ
いては発生する変形値は次のように研鑽することができ
る。 ａ）内側壁における温度勾配のため起こる塑性変形＝
０．３０％ ｂ）内側壁と外側壁の間の温度差のため起こる塑性変形
＝０．５５％） ｃ）総塑性変形＝０．８５％
いては発生する変形値は次のように研鑽することができ
る。 ａ）内側壁における温度勾配のため起こる塑性変形＝
０．３０％ ｂ）内側壁と外側壁の間の温度差のため起こる塑性変形
＝０．５５％） ｃ）総塑性変形＝０．８５％
【００４０】
【発明の効果】上記のことからわかるように本発明の壁
構造Ｗの塑性変形、０．８５％は同じ運転条件に対して
は従来の壁構造Ｗ′の塑性変形、１．７０％の半分であ
る。その結果、塑性変形がはっきりと減じられ、その結
果各熱負荷サイクルの間の壁構造の疲れが減じられるた
め、従来の金属壁構造に比較して、相当に増大した可使
寿命が C/SiC複合材料からなる本発明の燃焼室の壁構造
によって達成することができる。従ってずっと多くの回
数の熱負荷サイクルを亀裂その他の容認できない欠陥又
は破損が生じるまでに行うことができる。特に本発明の
燃焼室壁構造は銅合金からなる従来の燃焼室の壁構造の
可使寿命の少なくとも１０倍の高い可使寿命を達成する
ものである。このような可使寿命の増加は本発明の壁構
造を再利用可能なブースターロケットエンジン及びその
他の再利用可能な高性能エンジンにおける利用に適した
ものにする。
構造Ｗの塑性変形、０．８５％は同じ運転条件に対して
は従来の壁構造Ｗ′の塑性変形、１．７０％の半分であ
る。その結果、塑性変形がはっきりと減じられ、その結
果各熱負荷サイクルの間の壁構造の疲れが減じられるた
め、従来の金属壁構造に比較して、相当に増大した可使
寿命が C/SiC複合材料からなる本発明の燃焼室の壁構造
によって達成することができる。従ってずっと多くの回
数の熱負荷サイクルを亀裂その他の容認できない欠陥又
は破損が生じるまでに行うことができる。特に本発明の
燃焼室壁構造は銅合金からなる従来の燃焼室の壁構造の
可使寿命の少なくとも１０倍の高い可使寿命を達成する
ものである。このような可使寿命の増加は本発明の壁構
造を再利用可能なブースターロケットエンジン及びその
他の再利用可能な高性能エンジンにおける利用に適した
ものにする。
【００４１】さらに既知の「バルカン」エンジン等の低
い燃焼室圧で操作するエンジンにおいて、熱負荷はほぼ
半分にまで減じられる。このような用途において本発明
によるセラミック材料からなる壁構造は弾性域内又はほ
ぼ弾性域内で変形されるだけである。その結果、このよ
うな用途においては、本発明による壁構造はより大きな
回数の操作サイクルを越えてもその構造又は機械的特性
又は操作特性の低下を本質的におこさない。
い燃焼室圧で操作するエンジンにおいて、熱負荷はほぼ
半分にまで減じられる。このような用途において本発明
によるセラミック材料からなる壁構造は弾性域内又はほ
ぼ弾性域内で変形されるだけである。その結果、このよ
うな用途においては、本発明による壁構造はより大きな
回数の操作サイクルを越えてもその構造又は機械的特性
又は操作特性の低下を本質的におこさない。
【図１】使用できるように仕上げられた状態の、本発明
の燃焼室用壁構造の切断部分の略断面図である。
の燃焼室用壁構造の切断部分の略断面図である。
【図２】（Ａ）は図１の壁構造に作る段階を示す略図、
（Ｂ）は（Ａ）に示す段階に続く次の製造段階を示す略
図、（Ｃ）は（Ａ）と同様の変形の態様を示す略図であ
る。
（Ｂ）は（Ａ）に示す段階に続く次の製造段階を示す略
図、（Ｃ）は（Ａ）と同様の変形の態様を示す略図であ
る。
【図３】（Ａ）は典型的な操作例用の構造における種々
の面における温度と共に示す従来技術の燃焼室の壁構造
の一部分の略断面図、（Ｂ）は（Ａ）と同じ操作例用の
壁構造における種々の面において優勢な温度と共に示す
本発明の燃焼室の壁構造を示す（Ａ）と同様な略断面図
である。
の面における温度と共に示す従来技術の燃焼室の壁構造
の一部分の略断面図、（Ｂ）は（Ａ）と同じ操作例用の
壁構造における種々の面において優勢な温度と共に示す
本発明の燃焼室の壁構造を示す（Ａ）と同様な略断面図
である。
【図４】本発明の燃焼室及び推進ノズルの壁構造の略断
面図である。
面図である。
１ 外側ジャケット １Ａ 外側ジャケット１の内面 ２ 内側壁部材（内側基体） ２Ａ 内側面 ３ フィラメント、ファイバー又はロービング ４ 冷却管路 Ｗ 本発明の燃焼室の壁構造 Ｗ′ 従来の技術の燃焼室の壁構造 ５ SiC 層 ５Ａ 内側壁部材２の外側の外側ジャケットとの対向面 ６ Cr2O3 又はAl2O3 の層 Ｖ セラミックはんだ付け又は溶接界面層 Ｖ′ 接合層 ８ 燃焼室 ９ 推進ノズル １０ スロート
Claims (4)
- 【請求項１】 外側ジャケットと、熱ガスと接触するよ
うに配置され、複数の冷却管路を備える内側基体とから
なる、飛行物体、特にロケットの高性能エンジン及び噴
射ノズル用燃焼室であって、外側ジャケット（１）はC/
SiC の長繊維からなり、内側基体（２）はC/SiC の短繊
維からな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】 前記内側基体（２）に対面する外側ジャ
ケット（１）の側にCr2O3 層（６）が設けられているこ
とを特徴とする請求項１に記載の燃焼室。 - 【請求項３】 前記内側基体（２）に対面する外側ジャ
ケット（１）の側にAl2O3 層（６）が設けられているこ
とを特徴とする請求項１に記載の燃焼室。 - 【請求項４】 外側ジャケット（１）に接続される内側
基体（２）の部分（５）の上面にSiC 層が設けられてい
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。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19804232:9 | 1998-02-04 | ||
| DE19804232A DE19804232C2 (de) | 1998-02-04 | 1998-02-04 | Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11270409A true JPH11270409A (ja) | 1999-10-05 |
| JP4378436B2 JP4378436B2 (ja) | 2009-12-09 |
Family
ID=7856529
Family Applications (1)
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000179401A (ja) * | 1998-12-17 | 2000-06-27 | Daimlerchrysler Ag | 推進装置 |
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Families Citing this family (28)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19632893C2 (de) * | 1996-08-16 | 2001-02-08 | Industrieanlagen Betr Sgmbh Ia | Verfahren zur Herstellung von Flugkörperkomponenten aus faserverstärkter Keramik |
| FR2785664B1 (fr) * | 1998-11-05 | 2001-02-02 | Snecma | Echangeur de chaleur en materiau composite et procede pour sa fabrication |
| US6333779B1 (en) * | 1998-12-24 | 2001-12-25 | Canon Kabushiki Kaisha | Illumination apparatus using light guide |
| WO2002044534A1 (de) * | 2000-11-30 | 2002-06-06 | Peter Plichta | Verfahren zum antrieb einer kraftmaschine durch verbrennung von siliciumwasserstoffen und siliciumpulver mit selbsterzeugender siliciumnitridschmierung |
| US6783824B2 (en) * | 2001-01-25 | 2004-08-31 | Hyper-Therm High-Temperature Composites, Inc. | Actively-cooled fiber-reinforced ceramic matrix composite rocket propulsion thrust chamber and method of producing the same |
| DE10126926B4 (de) * | 2001-06-01 | 2015-02-19 | Astrium Gmbh | Brennkammer mit Innenmantel aus einem keramischen Komposit-Material und Verfahren zur Herstellung |
| US6907920B2 (en) * | 2002-01-29 | 2005-06-21 | United Technologies Corporation | Heat exchanger panel |
| FR2836698B1 (fr) | 2002-03-04 | 2005-02-11 | Eads Launch Vehicles | Chambre de combustion pour statoreacteur et statoreacteur pourvu d'une telle chambre de combustion |
| FR2836699B1 (fr) | 2002-03-04 | 2005-02-11 | Eads Launch Vehicles | Moteur de fusee |
| DE10219502B4 (de) * | 2002-04-30 | 2004-09-16 | Eads Deutschland Gmbh | Verfahren zum Herstellen gelöteter Wärmetauscherstrukturen, insbesondere regenerativ gekühlter Brennkammern |
| DE10230231B4 (de) | 2002-07-04 | 2007-07-05 | Sgl Carbon Ag | Mehrschichtiger Verbundwerkstoff |
| EP1398569A1 (de) * | 2002-09-13 | 2004-03-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine |
| FR2850741B1 (fr) * | 2003-01-30 | 2005-09-23 | Snecma Propulsion Solide | Procede de fabrication d'un panneau de refroidissement actif en materiau composite thermostructural |
| US7117680B2 (en) * | 2004-04-22 | 2006-10-10 | United Technologies Corporation | Cooling scheme for scramjet variable geometry hardware |
| DE102004037487A1 (de) * | 2004-07-27 | 2006-03-23 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Strahlruder und Verfahren zur Herstellung eines Strahlruders |
| US8404079B1 (en) | 2004-08-09 | 2013-03-26 | H.N. Fuller Company | Composition and method relating to a hot melt adhesive |
| US8454792B2 (en) * | 2004-08-09 | 2013-06-04 | H.B. Fuller Company | Composition and method relating to a hot melt adhesive |
| ES2439237T3 (es) * | 2006-12-06 | 2014-01-22 | Gkn Aerospace Sweden Ab | Un revestimiento para una sección de turbina |
| GB2453946B (en) * | 2007-10-23 | 2010-07-14 | Rolls Royce Plc | A Wall Element for use in Combustion Apparatus |
| GB0800294D0 (en) * | 2008-01-09 | 2008-02-20 | Rolls Royce Plc | Gas heater |
| GB0801839D0 (en) * | 2008-02-01 | 2008-03-05 | Rolls Royce Plc | combustion apparatus |
| GB2457281B (en) * | 2008-02-11 | 2010-09-08 | Rolls Royce Plc | A Combustor Wall Arrangement with Parts Joined by Mechanical Fasteners |
| DE102008020198B8 (de) * | 2008-04-15 | 2015-05-13 | Astrium Gmbh | Düsenerweiterung für ein Triebwerk und Verfahren zur Herstellung und Kühlung einer Düsenerweiterung |
| GB2460634B (en) * | 2008-06-02 | 2010-07-07 | Rolls Royce Plc | Combustion apparatus |
| DE102010007272B4 (de) * | 2010-02-08 | 2016-09-15 | Astrium Gmbh | Verfahren zur Herstellung einer regenerativ gekühlten Düsenerweiterung einer Raketenbrennkammer und Düsenerweiterung |
| 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 |
| KR102468746B1 (ko) * | 2020-11-18 | 2022-11-18 | 한국항공우주연구원 | 열교환 구조를 포함하는 연소기 및 이를 포함하는 로켓 |
| CN114486552B (zh) * | 2022-01-25 | 2024-03-26 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种一体化喷管高温环境界面性能表征的方法及装置 |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2657497A1 (de) * | 1976-12-18 | 1978-06-22 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Waermetauscher, insbesondere regenerativ gekuehlte brennkammer mit schubduese fuer fluessigkeitsraketentriebwerke |
| DE3136252A1 (de) * | 1981-09-12 | 1983-03-31 | Rosenthal Technik Ag, 8672 Selb | Keramische brennkammerwandung und verfahren zu ihrer herstellung |
| DE3446649A1 (de) * | 1984-12-20 | 1986-06-26 | G + H Montage Gmbh, 6700 Ludwigshafen | Auskleidung fuer hochtemperatur-gasturbinen |
| DE3535779C1 (en) * | 1985-10-07 | 1987-04-09 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Arrangement for the cooling of rocket engine walls |
| US4817890A (en) * | 1986-10-14 | 1989-04-04 | General Electric Company | Multiple-propellant air vehicle and propulsion system |
| US4840025A (en) * | 1986-10-14 | 1989-06-20 | General Electric Company | Multiple-propellant air vehicle and propulsion system |
| US5553455A (en) * | 1987-12-21 | 1996-09-10 | United Technologies Corporation | Hybrid ceramic article |
| JPH03274318A (ja) * | 1990-03-23 | 1991-12-05 | Sumitomo Electric Ind Ltd | 燃焼器 |
| DE4015204C1 (ja) * | 1990-05-11 | 1991-10-17 | Mtu Muenchen Gmbh | |
| US5147368A (en) * | 1991-04-05 | 1992-09-15 | Brown Alan W | Nucleus splitter |
| DE4115403A1 (de) * | 1991-05-10 | 1992-11-12 | Mtu Muenchen Gmbh | Duesenwand |
| DE19505357C1 (de) * | 1995-02-17 | 1996-05-23 | Daimler Benz Aerospace Ag | Verfahren zur Kühlung von Triebwerkswänden und Wandstruktur zur Durchführung desselben |
| DE19602731C1 (de) * | 1996-01-26 | 1997-07-10 | Daimler Benz Aerospace Ag | Wandstruktur für treibstoffgekühlte Triebwerkswände |
| JPH10194864A (ja) * | 1996-12-27 | 1998-07-28 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 軽量ｃｍｃ吸音材とその製造方法 |
| DE19730674A1 (de) * | 1997-07-17 | 1999-01-21 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
-
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Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000179401A (ja) * | 1998-12-17 | 2000-06-27 | Daimlerchrysler Ag | 推進装置 |
| JP2005527737A (ja) * | 2002-05-28 | 2005-09-15 | ボルボ エアロ コーポレイション | 壁構造 |
| JP2007170807A (ja) * | 2005-12-22 | 2007-07-05 | United Technol Corp <Utc> | 燃焼器ライナ組立体及び燃焼器組立体 |
| US11512852B2 (en) | 2017-04-10 | 2022-11-29 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Regeneration cooler of ramjet engine, and manufacturing method of the same |
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