(57)【要約】本発明は、液体燃料ロケットエンジン部材（１０）に関する。当該部材は、複数の冷却チャネル（１１）を含む荷重担持壁構造（１４）を有する。熱伝達を向上させるために、荷重担持壁構造（１４）よりも高い熱伝導率を備えた材料が、壁構造に対して貼付されることになった。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の冷却チャネル（１１）を含む荷重担持壁構造（１４，１５）を有する液体燃料ロケットエンジン部材（１０）であって、
荷重担持壁構造（１４，１５）よりも高い熱伝導率を備えた材料（１７）が、前記壁構造に対して貼付されたことを特徴とする、
前記液体燃料ロケットエンジン部材（１０）。
【請求項２】
材料（１７）が、壁構造（１４，１５）の内側に対して貼付されたことを特徴とする、請求項１に記載の部材。
【請求項３】
材料（１７）が、冷却チャネル（１１）の間に対して貼付されたことを特徴とする、請求項１または２に記載の部材。
【請求項４】
材料（１７）が、２つの隣接冷却チャネル（１５）の壁に接触して配置され、それらの間における接続部を形成することを特徴とする、請求項３に記載の部材。
【請求項５】
材料（１７）が、部材（１０）の内部に面する冷却チャネル壁の表面上に配置されることを特徴とする、請求項１から４のいずれか１つに記載の部材。
【請求項６】
材料（１７）が、少なくとも部分的に、冷却チャネル（１１）の壁を取り囲むことを特徴とする、請求項１から５のいずれか１つに記載の部材。
【請求項７】
材料（１７）が、更に、壁構造（１４，１５）の外側において層（１９）としても位置決めされることを特徴とする、請求項１から６のいずれか１つに記載の部材。
【請求項８】
材料（１７）が銅を含むことを特徴とする、請求項１から７のいずれか１つに記載の部材。
【請求項９】
材料（１７）が銀を含むことを特徴とする、請求項１から８のいずれか１つに記載の部材。
【請求項１０】
材料（１７）が、ロウ付けによって貼付されたことを特徴とする、請求項１から９のいずれか１つに記載の部材。
【請求項１１】
材料（１７）が、レーザ焼結によって貼付されたことを特徴とする、請求項１から９のいずれか１つに記載の部材。
【請求項１２】
壁構造の外側が、湾曲したシートメタル壁（１４）を包含し、冷却チャネル（１１）が、シートメタル壁に対して長手方向に貼付されることを特徴とする、請求項１から１１のいずれか１つに記載の部材。
【請求項１３】
材料（１７）が、シートメタル壁（１４）に接触して配置されることを特徴とする、請求項１２に記載の部材。
【請求項１４】
材料が、１つの冷却チャネルの壁から隣接冷却チャネルの壁までシートメタル壁（１４）に対して実質的に連続して接触する表面を形成することを特徴とする、請求項１３に記載の部材。
【請求項１５】
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、
複数の冷却チャネル（１５）を互いに隣接させて配置し、少なくとも部分的に部材の壁構造を形成し、
壁構造（１４，１５）の材料よりも高い熱伝導率を備えた材料（１７）を前記壁構造に対して貼付する各ステップを含むことを特徴とする、
前記液体燃料ロケットエンジン部材（１０）を製造する方法。
【請求項１６】
材料（１７）が、壁構造（１４，１５）の内側に対して貼付されたことを特徴とする、請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
材料（１７）が、冷却チャネル（１１）の間に対して貼付されたことを特徴とする、請求項１５または１６に記載の方法。
【請求項１８】
材料（１７）が、２つの隣接冷却チャネル（１５）の壁に接触して配置され、それらの間における接続部を形成することを特徴とする、請求項１５、１６または１７に記載の方法。
【請求項１９】
材料（１７）が、部材（１０）の内部に面する冷却チャネル壁の表面上に配置されることを特徴とする、請求項１５から１８のいずれかに記載の方法。
【請求項２０】
材料（１７）が、更に、壁構造（１４，１５）の外側において層（１９）としても位置決めされることを特徴とする、請求項１５から１９のいずれかに記載の方法。
【請求項２１】
材料（１７）が、溶融プロセスによって貼付されることを特徴とする、請求項１５から２０のいずれかに記載の方法。
【請求項２２】
材料（１７）が、ロウ付けによって貼付されることを特徴とする、請求項２１に記載の方法。
【請求項２３】
材料（１７）が、鋳込みによって貼付されることを特徴とする、請求項２１に記載の方法。
【請求項２４】
材料（１７）が、レーザ焼結によって貼付されることを特徴とする、請求項２１に記載の方法。
【請求項２５】
冷却チャネル（１１）が、湾曲したシートメタル壁（１４）に対して、その内側において長手方向に貼付され、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１５から２４のいずれかに記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、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。
【０００２】
【従来の技術】
運転の際、ノズルまたは燃焼室のようなロケットエンジン部材壁構造は、例えばその内側における非常に高い温度（概略的には絶対温度８００度）およびその外側における非常に低い温度（概略的には絶対温度５０度）という形態を採る、非常に高い応力に曝される。この高い熱負荷の結果として、壁構造の材料選択、設計および製造に関しては、厳しい要求事項が課せられる。少なくとも、壁構造を効果的に冷却する必要がある。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
その課題は、高温排気ガスを収容し且つそれを加速することが可能であり、これを多数の運転サイクルにわたって確実な様式で実行することもまた可能である冷却壁構造を構築することにある。現在の解決策は、多数の運転サイクルにわたって必要とされる十分に長い運転寿命を有するものではない。現在のシステムは、大きな熱応力を生成し、大きな圧力降下を包含し、或いは修理が必要な際に困難を提示するのである。
【０００４】
【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、荷重担持壁構造における熱負荷を削減したロケットエンジン部材を設けることにある。
【０００５】
これは、荷重担持壁構造よりも高い熱伝導率を備えた材料が前記壁構造に対して貼付されたことを特徴とする、本発明に従った部材によって達成される。
【０００６】
本発明の結果として、ロケットエンジン部材は、高い圧力処理能力、長い周期的な寿命、更には有益な面積比率をも提示するようにして、製造されることが可能である。
【０００７】
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。
【０００８】
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。
【０００９】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明に従って製造された出口ノズル１０の概略的且つ幾分か簡略化した斜視図を示している。ノズルは、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。ノズル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、出口ノズルまたはこの形式の出口ノズルに対して限定されるものではなく、ロケット燃焼室用または冷却媒体が冷却のために使用された後に放出されるような事例において使用されることもまた可能である。
【００１０】
出口ノズルは、実質的に鐘形状である外側形状を備えて製造される。従って、ノズル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。
【００１１】
ノズル壁は、ノズルの入口端部１２からその出口端部１３までノズル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管状冷却チャネル１１を含む構造である。その構造の外側は、連続的なシートメタル壁１４を包含する。管状冷却チャネル１１は、ノズル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、ノズル壁に沿って軸方向に方向付けされ、この位置において、溶接によって金属壁に対して接合される。それらの溶接部は、好適には、外側からのレーザ溶接によって形成される。このアセンブリは、壁構造の冷却側面におけるすべての接合部によって漏れ防止ノズルを形成する。
【００１２】
図２および図３に従った実施例における冷却チャネル１１は、可変的な横断面を有する円形管１５である。それらの管１５は、継目無しであることも可能であり、ノズルの入口端部１２においてその反対側の端部よりも小さな横断面を有する。
【００１３】
図２は、壁構造の断面を示している。その壁の内側は、シートメタル壁１４から管１５への熱伝達を増大させるようにして、熱伝導性材料１７によって被覆されることになった。これは、各々の管１５が周囲の大部分を冷却することを可能にするものであり、従って、利用可能な個数の冷却チャネルは、より大きな直径を冷却することが可能である。それと同時に、それらのチャネルの断面積は、かなり小さいことも可能である。このようにすれば、冷却チャネルの圧力処理能力は、高いものであることが可能である。例えば銅または銀のような伝導性材料がそのキャビティを完全に満たす事例では、非常に高い圧力および高い面積比率を達成することが実行可能である。熱伝導性材料は、壁構造の内側と前記冷却管１５の間とに配置される。
【００１４】
伝導性材料を貼付するプロセスは、ロウ付けまたはレーザ焼結を包含することが可能である。冷却チャネルの間における空間の中に伝導性材料を導入すれば、チャネルの間隔を増大させることが可能であり、それによって、圧力処理能力を維持させるために冷却チャネル横断面を余りにも大きく増大させることなく、大きなノズル面積比率を達成することもまた可能である。
【００１５】
図３は、Ｕ形状の翼形１８が上述の円形管１５の代りに使用される第２の実施例を示している。それらの翼形は、可変的な横断面および可変的な材料の厚さを有する。それらの翼形は、シートメタル・ストリップをプレス成形することによって製造される。通常、それらの翼形は、必要な強度および製造実現可能性を提供するようにして、ステンレス鋼および超合金で製造される。ロケット要素のそれらの部分の寿命予測は、これらの材料が低い熱伝達処理能力を有するので、高い熱負荷に曝される。本発明に拠れば、これは、火炎に対して壁が露出する面積を削減する熱伝導性材料１７の使用によって回避される。更に、熱に曝されるチャネル翼形の表面は、熱伝導性材料が熱をチャネル翼形の大部分に分配するので、増大する。これらの両者の方策は、併せて或いは独立して、チャネル翼形の面積単位当たりの入熱を削減する。実際には、入熱は、凡そ２０から３０％だけ削減されるのであり、この入力は、図示形状に従って（凡そ５０％）増大した表面積の全体にわたって分配される。
【００１６】
熱伝導性材料は、隣接冷却管１５の間における壁の内側に配置されるものであり、より詳細には、部材１０の内部に面する冷却チャネル壁の表面上に配置される。更に、材料は、壁構造の外側において層１９としても貼付される。
【００１７】
翼形の厚さにおける変動は、ノズルの長さに対して適応される。それらの翼形の表面または厚さの配分は、冷却または歪み配分を向上させるようにして修正されることもまた可能である。熱伝導性材料１７は、翼形１８を完全にカバーするに足るほど十分に厚いものである。更に、壁部分の外側もまた、例えば銅のような熱伝導性材料の層１９によって被覆されることになった。
【００１８】
上述のような構造は、ステンレス鋼およびニッケルベース合金のようなロケットエンジン・ノズル管用の一般的な材料で構築することが実行可能である。ノズル延長部は、その熱負荷が限定的であるので、より少ないコストで構築されることが可能であろう。
【００１９】
本発明に従ったノズル構造の回転対称的な表面は、それ自体が剛性を提示するものであり、必要に応じて、容易な様式における補強材の貼付をも許容する。
【００２０】
その燃料ロケットエンジンを製造する方法が、以下で説明されることになる。冷却チャネル管１５または翼形部材１８の形態を採る複数の伸長した要素が、ロケットエンジン部材の第１端部１２からその第２端部１３まで延在するようにして、互いに実質的に平行且つ隣接して配置される。伸長した要素の各々は、溶接によってその内側における湾曲したシートメタル壁に対して貼付され、それによって、前記壁構造を形成する。前記シートメタル壁は、ロケットエンジン部材の外側ケーシングを形成する。
【００２１】
その後、壁構造１４，１５の材料よりも高い熱伝導率を備えた材料１７が、前記壁構造に対して貼付される。材料１７は、壁構造１４，１５の内側に対して貼付される。材料１７は、冷却チャネル１１の間に対して貼付され、２つの隣接冷却チャネル１５の壁に接触して配置され、それらの間における接続部を形成する。
【００２２】
その材料は、様々な様式で貼付されることが可能である。好適な１つの方法に拠れば、粉体の形態を採る材料が、前記壁構造に対してレーザ焼結される。好適には、粉体の第１の層が、２つの伸長した隣接部材の間に対して設けられ、その後、その層が、レーザビームに対して曝される。その後、第２の層がレーザ焼結された第１の層の頂部に設けられ、その後、その第２の層が、レーザビームに対して曝される。このプロセスは、適当な回数だけ反復される。レーザ焼結方式は、伸長した要素の間においてレーザビームによってシートメタルに対して全面的に到達することが可能である、図３において示された実施例の場合に特に好適である。
【００２３】
ロウ付けおよび鋳込みのようなその他の溶融プロセスもまた、その材料を壁構造に対して貼付するために使用することが実行可能である。
【００２４】
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エンジンに対して貼付されることもまた可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】
本発明に従った壁構造を有するロケットノズルを示す概略的な斜視図である。
【図２】
本発明の第１の実施例に従った壁構造部分を示している、図１の線Ａ−Ａに沿った部分断面図である。
【図３】
本発明の第２の実施例に従ったノズルの入口端部における冷却チャネルを示している、図２において示されたものに対応する部分断面図である。
【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】
複数の冷却チャネル（１１）を含む荷重担持壁構造（１４，１５）を有し、壁構造の外側が湾曲したシートメタル壁（１４）を包含し、冷却チャネル（１１）がシートメタル壁に対して長手方向に貼付される、液体燃料ロケットエンジン部材（１０）であって、
荷重担持壁構造（１４，１５）よりも高い熱伝導率を備えた材料（１７）が、前記壁構造に対して貼付されたものであり、材料（１７）が、シートメタル壁（１４）に接触して配置され、当該材料が、１つの冷却チャネルの壁から隣接冷却チャネルの壁までシートメタル壁（１４）に対して実質的に連続して接触する表面を形成し、材料（１７）が、少なくとも部分的に、冷却チャネル（１１）の壁を取り囲むことを特徴とする、
前記液体燃料ロケットエンジン部材（１０）。
【請求項２】
材料（１７）が、壁構造（１４，１５）の内側に対して貼付されたことを特徴とする、請求項１に記載の部材。
【請求項３】
材料（１７）が、冷却チャネル（１１）の間に対して貼付されたことを特徴とする、請求項１または２に記載の部材。
【請求項４】
材料（１７）が、２つの隣接冷却チャネル（１５）の壁に接触して配置され、それらの間における接続部を形成することを特徴とする、請求項３に記載の部材。
【請求項５】
材料（１７）が、部材（１０）の内部に面する冷却チャネル壁の表面上に配置されることを特徴とする、請求項１から４のいずれか１つに記載の部材。
【請求項６】
材料（１７）が、更に、壁構造（１４，１５）の外側において層（１９）としても位置決めされることを特徴とする、請求項１から５のいずれか１つに記載の部材。
【請求項７】
材料（１７）が銅を含むことを特徴とする、請求項１から６のいずれか１つに記載の部材。
【請求項８】
材料（１７）が銀を含むことを特徴とする、請求項１から７のいずれか１つに記載の部材。
【請求項９】
材料（１７）が、ロウ付けによって貼付されたことを特徴とする、請求項１から８のいずれか１つに記載の部材。
【請求項１０】
材料（１７）が、レーザ焼結によって貼付されたことを特徴とする、請求項１から８のいずれか１つに記載の部材。
【請求項１１】
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、
複数の冷却チャネル（１５）を互いに隣接させて配置し、少なくとも部分的に部材の壁構造を形成し、冷却チャネル（１１）が、湾曲したシートメタル壁（１４）に対して、その内側において長手方向に貼付され、それによって、前記壁構造を形成し、
壁構造（１４，１５）の材料よりも高い熱伝導率を備えた材料（１７）を前記壁構造に対して貼付し、材料（１７）が、冷却チャネル（１１）の間に対して貼付され、材料（１７）が、２つの隣接冷却チャネル（１５）の壁に接触して配置され、それらの間における接続部を形成し、材料（１７）が、少なくとも部分的に、冷却チャネル（１１）の壁を取り囲む各ステップを含むことを特徴とする、前記液体燃料ロケットエンジン部材（１０）を製造する方法。
【請求項１２】
材料（１７）が、壁構造（１４，１５）の内側に対して貼付されることを特徴とする、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
材料（１７）が、部材（１０）の内部に面する冷却チャネル壁の表面上に配置されることを特徴とする、請求項１１または１２に記載の方法。
【請求項１４】
材料（１７）が、更に、壁構造（１４，１５）の外側において層（１９）としても位置決めされることを特徴とする、請求項１１から１３のいずれかに記載の方法。
【請求項１５】
材料（１７）が、溶融プロセスによって貼付されることを特徴とする、請求項１１から１４のいずれかに記載の方法。
【請求項１６】
材料（１７）が、ロウ付けによって貼付されることを特徴とする、請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
材料（１７）が、鋳込みによって貼付されることを特徴とする、請求項１５に記載の方法。
【請求項１８】
材料（１７）が、レーザ焼結によって貼付されることを特徴とする、請求項１５に記載の方法。
【国際調査報告】
2004518059.tif 000018
2004518059.tif 000019