(57)【要約】本発明は、液体燃料ロケットエンジン部材に関する。当該部材は、冷却剤の流れを処理する複数の冷却チャネル（１１）を含む荷重担持壁構造（１１，１４）を有する。各々の冷却チャネル（１１）は、冷却チャネルの軸に対して所定の角度で延在する流れ案内表面（１５）を設けられ、補足的な半径方向の流れ成分を備えた軸方向の冷却剤の流れを提供する。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
冷却剤の流れを処理する複数の冷却チャネル（１１）を含む荷重担持壁構造（１１，１４）を有する液体燃料ロケットエンジン部材（１０）であって、
各々の冷却チャネル（１１）は、冷却チャネルの軸に対して所定の角度で延在する流れ案内表面（１５，１６，１７，１９）を有しており、補足的な半径方向の流れ成分を備えた軸方向の冷却剤の流れを提供することを特徴とする、
前記液体燃料ロケットエンジン部材（１０）。
【請求項２】
流れ案内表面（１５）が、チャネル壁（１８）の中に組み込まれることを特徴とする、請求項１に記載の部材。
【請求項３】
流れ案内表面が、チャネル壁（１８）の中における複数の溝を含むことを特徴とする、請求項２に記載の部材。
【請求項４】
流れ案内表面（１５）が、チャネル壁（１８）から突出する複数のリブ（１５）を含むことを特徴とする、請求項２または３に記載の部材。
【請求項５】
流れ案内表面（１６，１７，１９）が、冷却チャネル（１１）の内側における独立した構造を含むことを特徴とする、請求項１から４のいずれか１つに記載の部材。
【請求項６】
その構造が、渦巻き状の螺旋バネ（１９）を含むことを特徴とする、請求項５に記載の部材。
【請求項７】
その構造が、ネジ（１６，１７）を含むことを特徴とする、請求項５に記載の部材。
【請求項８】
荷重担持壁構造（１１，１４）が、湾曲した壁（１４）を含み、前記冷却チャネルの各々の壁が、前記湾曲した壁に対して貼付されることを特徴とする、請求項１から７のいずれか１つに記載の部材。
【請求項９】
冷却剤の流れを処理する複数の冷却チャネル（１１）を含む荷重担持壁構造（１１，１４）を有する液体燃料ロケットエンジン部材（１０）を製造する方法であって、
流れ案内表面（１５）を設けるようにして、シートメタル表面を成形し、
シートメタルを冷却チャネル（１１）になるように折り畳み、
少なくとも前記折り畳んだシートメタルによって前記壁構造を形成する各ステップを特徴とする、
前記液体燃料ロケットエンジン部材（１０）を製造する方法。
【請求項１０】
前記折り畳んだシートメタルを壁（１４）に対して貼付し、それによって、前記壁構造を形成することを特徴とする、請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
シートメタル表面が、その表面に対して溝を打抜き加工することによって成形されることを特徴とする、請求項９または１０に記載の方法。
【請求項１２】
シートメタル表面が、打抜き加工によって成形され、突出するリブ（１５）をその表面上に形成することを特徴とする、請求項９、１０または１１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、冷却剤の流れを処理する複数の冷却チャネルを含む荷重担持壁構造を有する液体燃料ロケットエンジン部材に関する。本発明は、更に、そのロケットエンジン部材の製造方法にも関する。
【０００２】
【従来の技術】
運転の際、その熱負荷は、ロケット燃焼室の内側において非常に強烈である。燃焼室の壁は、溶融しないようにまたはその他の原因でその構造物が破壊されないようにして効率的に冷却されなければならない。燃焼室の壁を冷却する最も一般的な様式は、対流による冷却である。低温の燃料に加えて酸化剤さえもが、冷却のために使用される。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
燃焼室の運転寿命が、しばしば問題である。適切な機能を保証するためには、多大な注意が払われなければならない。エンジンの開発および使用における点検および修理は、費用が掛かるものである。その運転寿命は、火炎に最も近い壁構造の温度レベルに対して非常に大きく依存する。冷却チャネルの全体にわたる温度勾配は、熱応力を生成する。上昇した温度は、材料特性を劣化させる。従って、運転寿命は、その温度によって非常に強く影響を受けるのである。温度を絶対温度１００度だけ低下させることは、約３倍の運転寿命と、１０倍のクリープ寿命とにつながる。
【０００４】
強度の熱負荷は、冷却剤の層状化につながる。高温の壁に最も近い冷却剤は、加熱されて、それが温度を上昇させる。その冷却剤の粘度は、降下して、加熱された壁に最も近い流れの速度を増大させることにつながる。従って、冷却剤は、鋭角的な温度勾配によって層状化されるのである。大部分の冷却剤は、低い温度レベルまで加熱されるだけであり、冷却システムの効率を低下させる。冷却剤の温度差は、凡そ絶対温度６００度から７００度の間である可能性がある。出口端部付近の冷却チャネルの外側側面において、冷却剤は、それでもなお絶対温度６０度という入口温度を有する可能性があるのである。
【０００５】
例えばチャネルの内側に沿って長手方向のフィンを有することによって、冷却壁の冷却表面を拡大することが提案されてきた。しかしながら、それらのフィンは、温度境界層を貫通する所定の高さを有する必要がある。冷却剤の流速は、それらが高く且つ互いに接近して形成される場合には、フィンの間の間隙においてスローダウンされることになる。従って、この方策に拠れば、熱伝達の増大は、限定されるのである。更に、それらのフィンの底部は、多数のフィンに場所を与えるために鋭角的である必要がある。鋭角的な底部は、第１の主要な応力に対して垂直である。そのチャネル底部は、大きな応力集中を提示する。それらのフィンは、精巧に製造される。スロート領域におけるチャネルの幅は、凡そ１．０ｍｍであり、それは、３つのフィンのうちの１つの最大幅が０．３ｍｍであり、フィンの先端が極めて薄くなるということを意味する。
【０００６】
更に、チャネル壁表面の粗さを増大させることによって、冷却剤の流れの中に乱流を生じさせ、熱伝達をより効果的にすることもまた提案されてきた。表面の粗さは、壁における渦巻きを増大させるが、その効果は、水素のように非常に低い粘度変量の場合には小さい。
【０００７】
日本特許第６００４８１２７号は、層状化を回避するために二次的な流れを強いる水平方向冷却チャネルの内側における捩れた鋼バンドの使用を教示している。この方法は、原子炉における水平方向管、中間ポンプ、熱交換器および蒸気発生器の入口ノズルにおける原子力発電所内の適用に関して提案されている。鋼バンドは、チャネルの中における冷却剤の流れの縮小に起因する高温側面における高温スポットおよび材料の過熱につながる可能性がある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
従って、本発明の１つの目的は、冷却チャネルの内側における冷却剤の層状化を削減したロケットエンジン部材を設けることにある。
【０００９】
これは、各々の冷却チャネルが、冷却チャネルの軸に対して所定の角度で延在する流れ案内表面を設けられ、補足的な半径方向の流れ成分を備えた軸方向の冷却剤の流れを提供することを特徴とする、本発明に従った部材によって達成される。流れ案内表面は、チャネルを介して流れるときに冷却剤を回転させるように付勢するものであり、層状化が回避される。
【００１０】
本発明に従った方法は、流れ案内表面を設けるようにしてシートメタル表面を成形し、シートメタルを冷却チャネルになるように折り畳み、冷却チャネルを壁構造に対して貼付する各ステップを特徴とする。
【００１１】
本発明の有益な実施例は、添付の従属的な請求項から導き出されることが可能である。
【００１２】
本発明は、以下において、添付図面を参照して非限定的な様式で更に説明されることになる。
【００１３】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明に従って製造されたロケットエンジン燃焼室１０の概略的且つ幾分か簡略化した側面図を示している。燃焼室は、例えば液体水素のような液体燃料を使用する形式のロケットエンジン用として意図されている。そのようなロケットエンジンの作用は、それ自体としては以前から周知であり、従って、ここでは詳細には説明されないものとする。燃焼室１０は、好適には特定のロケットエンジンでは燃料としても使用される冷却媒体の支援を受けて冷却される。しかしながら、本発明は、この形式の燃焼室に対して限定されるものではない。
【００１４】
燃焼室１０は、回転の軸を有する回転体と前記軸に沿って直径が変化する横断面とを形成する外側形状を備えて製造される。
【００１５】
燃焼室の壁は、入口端部マニホルド１２からその出口端部マニホルド１３まで燃焼室１０の長手方向軸に対して実質的に平行に延在する複数の相互隣接冷却チャネル１１を含む構造である。その構造の外側は、一体的な圧力外被１４を包含する。Ｕ字型の冷却チャネル１１は、外被の輪郭に対して整合するようにして長手方向に湾曲されるものであり、それらは、壁に沿って軸方向に方向付けされ、この位置において、ロウ付けによって金属外被壁に対して接合される。
【００１６】
図２から図４の図面に従った実施例では、各々の冷却チャネル１１は、冷却チャネルの軸に対して所定の角度で延在する複数の突出リブ１５を含む内部流れ案内表面を有する。それらのリブの角度は、冷却剤がチャネルに沿って流れるときにチャネルの内側で冷却剤を回転させるように付勢する。このようにすれば、加熱されていない冷却剤は、チャネルの外側から内側に搬送され、加熱された冷却剤は、チャネルの内側から外側に搬送されることになる。
【００１７】
図３は、図１に従ったチャネルの１つの断面図を示し、図２は、図３の線Ｂ−Ｂに沿ったチャネルの長手方向断面図（切欠き側面図）を示し、図４は、図３の線Ａ−Ａに沿ったチャネルの長手方向断面図（上からの切欠き図）を示している。
【００１８】
流れ案内表面は、冷却チャネルの軸に対して所定の角度で延在するものであり、前記角度は、冷却チャネルの軸に対して０度から９０度まで変化する。前記角度は、冷却チャネルの軸に対して、好適には１度から５０度の間にあり、特には５度から３０度の間にあり、詳細には１０度から２０度の間にある。
【００１９】
既に加熱された冷却剤の１５％を未だ加熱されていない冷却剤に置き換えることによって、燃焼室の温度は、絶対温度１００度だけ低下させることが実行可能になる。その場合には、冷却剤の半径方向の流速は、軸方向速度のほぼ１５％であるべきである。これは、軸方向速度ベクトルからの９度の角度を提示する。この小さな角度は、冷却剤の流れに対して僅かな圧力降下のみを課すものである。
【００２０】
リブ付きのチャネル表面は、高温側面における小さな渦巻きおよび摩擦を増大させるものであり、熱伝達の増大に対して貢献する。図２から図４のリブ付き表面に代えて、その表面は、チャネル壁の中における溝を設けられることも可能である。そのトポロジーは、運転寿命を限定する個所であるチャネルの高温側面では、応力集中を低下させるようにして、相当に滑らかであるべきである。
【００２１】
図５および図６は、外側ネジ部分１７を備えた中央コアすなわち中央ボディを有する独立した挿入構造１６によって流れ案内表面がチャネルの中に設けられる、本発明の第２の実施例を示している。構造１６は、チャネルの中において確実に固定されるようにして適応される。従って、挿入構造１６は、チャネル壁１４と中央コアの間の間隔を維持するための手段２４を設けられる。前記間隔維持手段は、ここでは、チャネルの長手方向において相互間隔を空けて配置される半径方向突出部分によって形成される。チャネル壁１８の内側側面にはネジ部分１７が存在しないので、その挿入物は、冷却剤が高温の壁にアクセスすることを妨害しないものである。
【００２２】
図７および図８は、本発明の第３の実施例を示している。図５および図６において示された挿入物１６の代替例として、挿入物は、この実施例では、中央コアを欠いた渦巻き状の螺旋バネ１９によって形成される。渦巻き状の螺旋バネ１９すなわちバネは、仮想的な円形シリンダの形状に沿って延在するものであり、内側チャネル壁の少なくとも一部と接触するようにして配置される。
【００２３】
チャネル１１は、出口マニホルド１３よりも入口マニホルド１２において小さな横断面を有することが可能である。更に、ロケットエンジン部材の周方向におけるチャネル要素の幅が、チャネル要素の長さに沿って変化することも可能である。好適には、チャネル要素の幅は、チャネル要素が、互いに接触して配置され、すなわちロケットエンジン部材の燃焼室部分の周方向における相互間隙が何も無いようにして、選択される。他方で、チャネル要素は、相互間隙がロケットエンジン部材のガス膨張部分の周方向に存在するような幅を有するようにして配置されることも可能である。好適には、独立した冷却チャネル要素は、所望のリブ付きまたは溝付きの表面構造を提示するようにして打抜き加工される。これらの要素は、所望のテーパ状のチャネル幅になるように折り畳まれる。最後に、独立したチャネルは、回転対称的な燃焼室の中に装着されてロウ付けされる。従って、外被およびマニホルドの製造が、簡略化されるのである。
【００２４】
そのロケットエンジン部材の製造方法は、１つの具体例に従った図９および図１０に関連して以下で説明される。図９では、シートメタルは、プレート２０の形態を採って示されている。プレートの一方の側面は、その表面がリブおよび／または溝を提示するようにして機械加工される。図９では、シートメタル２０は、シリンダ２１をプレートに対して回転させてプレスすることによって転造される。この場合、シリンダは、その外側表面において螺旋状のリブ２２を設けられている。前記転造プロセスによって、螺旋状のリブ２２は、シートメタル２０において斜方向の溝２３を形成する。その後、シートは、例えばそれが図１０のような冷却チャネルの部分を形成するようにして、折り畳まれ、或いは成形される。そのような折り畳まれた複数のシートは、その後、壁１４に対して接続される。
【００２５】
１つの代替例として、その表面構造は、平行な側面を備えたチャネルに対して貼付されることも可能である。これは、例えば電子放電機械加工によって、材料を除去することによって実行されることが可能であろう。
【００２６】
本発明は、上述の実施例に対して限定されるものでなく、幾つかの修正が、添付請求項の範囲内において実行可能である。例えば、改良した冷却壁構造は、丸型および直線型のエアロスパイクエンジンのような外部膨張ロケットエンジンに対して貼付されることもまた可能である。流れ案内表面は、冷却チャネルの全長にわたって延在しなければならないものではない。従って、流れ案内表面は、例えばスロート区域のような最も高い熱負荷に曝される冷却チャネルの部分に対して貼付されることが可能である。更に、冷却チャネルの軸に対する流れ案内表面の角度は、冷却チャネルの長さに沿って変化することも可能である。１つの具体例として、その角度は、チャネルの入口端部からチャネルの出口端部に向かって縮小される。
【００２７】
冷却チャネルは、Ｕ字形状とは異なった円形または長方形のような断面形状を有することも可能である。
【００２８】
本発明は、複数の冷却チャネルが壁構造を形成するようにして連続的なメタルシートに対して貼付される図示のような実施例に対して限定されるものではない。その代りに、冷却チャネルは、荷重担持壁構造をそれら自身で形成するようにして、互いに対して並べて貼付されることも可能である。互いに対する冷却チャネルの壁の接続は、溶接によって実行されることが可能である。
【００２９】
更に、流れ案内表面は、打抜き加工のような転造以外のその他の様式においてシートメタル表面に対して貼付されることも可能である。
【００３０】
更に、図５において示された実施例の中央コア上における間隔維持手段は、その代りに、前記外側ネジ部分によって形成されることも可能である。
【００３１】
更に、ロケットエンジン部材は、実質的に燃焼室のみを形成し、実質的に高温ガスの膨張のためのノズルのみを形成し、或いはこれらの両方の機能を果たすものとして意図される要素を形成することも可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】
本発明に従ったロケット燃焼室を部分的に切り欠いて示す、概略的な斜視図である。
【図２】
本発明の第１の実施例に従って、図１において示された燃焼室の冷却チャネルを介する長手方向断面図を拡大して示している。
【図３】
図１および図２に従った冷却チャネルの断面図である。
【図４】
図３の線Ａ−Ａに沿った断面図である。
【図５】
本発明の第２の実施例に従った、図２に対応する断面図である。
【図６】
図５に従った冷却チャネルの断面図である。
【図７】
本発明の第３の実施例に従った、図２に対応する断面図である。
【図８】
図７に従った冷却チャネルの断面図である。
【図９および図１０】
図９は、機械加工されて未だ折り畳まれていないシートを示し、図１０は、冷却チャネルの一部を形成するようにして折り畳まれた状態における図９のシートを示している、各々のチャネル構造の製造に関する具体例を図示している。
【国際公開パンフレット】
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【手続補正書】
【提出日】平成15年2月10日(2003.2.10)
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
冷却剤の流れを処理する複数の冷却チャネル（１１）を含む荷重担持壁構造（１１，１４）を有して、荷重担持壁構造（１１，１４）が湾曲した壁（１４）を含み、前記冷却チャネルの各々の壁が前記湾曲した壁に対して貼付される、液体燃料ロケットエンジン部材（１０）であって、
各々の冷却チャネル（１１）が、冷却チャネルの軸に対して所定の角度で延在する流れ案内表面（１５，１６，１７，１９）を有しており、補足的な半径方向の流れ成分を備えた軸方向の冷却剤の流れを提供することを特徴とする、
前記液体燃料ロケットエンジン部材（１０）。
【請求項２】
流れ案内表面（１５）が、チャネル壁（１８）の中に組み込まれることを特徴とする、請求項１に記載の部材。
【請求項３】
流れ案内表面が、チャネル壁（１８）の中における複数の溝を含むことを特徴とする、請求項２に記載の部材。
【請求項４】
流れ案内表面（１５）が、チャネル壁（１８）から突出する複数のリブ（１５）を含むことを特徴とする、請求項２または３に記載の部材。
【請求項５】
流れ案内表面（１６，１７，１９）が、冷却チャネル（１１）の内側における独立した構造を含むことを特徴とする、請求項１から４のいずれか１つに記載の部材。
【請求項６】
その構造が、渦巻き状の螺旋バネ（１９）を含むことを特徴とする、請求項５に記載の部材。
【請求項７】
その構造が、ネジ（１６，１７）を含むことを特徴とする、請求項５に記載の部材。
【請求項８】
冷却剤の流れを処理する複数の冷却チャネル（１１）を含む荷重担持壁構造（１１，１４）を有する液体燃料ロケットエンジン部材（１０）を製造する方法であって、
流れ案内表面（１５）を設けるようにして、シートメタル表面を成形し、
シートメタルを冷却チャネル（１１）内に折り畳み、
前記折り畳んだシートメタルを壁（１４）に対して貼付し、それによって、前記壁構造を形成することによって、少なくとも前記折り畳んだシートメタルによって前記壁構造を形成する各ステップを特徴とする、
前記液体燃料ロケットエンジン部材（１０）を製造する方法。
【請求項９】
シートメタル表面が、その表面に対して溝を打抜き加工することによって成形されることを特徴とする、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
シートメタル表面が、打抜き加工によって成形され、突出するリブ（１５）をその表面上に形成することを特徴とする、請求項８または９に記載の方法。
【国際調査報告】
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