(57)【特許請求の範囲】
【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、飛行物体の高性能エンジン用燃焼室及びノズルであって、
外側ジャケット（１）は長繊維C/SiC 複合材料からなり、内側基体（２）は短繊維C/SiC複合材料からなることを特徴とする高性能エンジン用燃焼室及びノズル。
【請求項２】
外側ジャケット（１）の前記内側基体（２）に対面する側にCr2O3 層（６）が設けられて、かつ外側ジャケット（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請求項１に記載の燃焼室及びノズル。
【請求項３】
外側ジャケット（１）の前記内側基体（２）に対面する側にAl2O3 層（６）が設けられて、かつ外側ジャケット（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請求項１に記載の燃焼室及びノズル。
【発明の詳細な説明】
【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用燃焼室及びノズルに関する。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【０００８】
ＤＥ４１１５４０３は、膨張ランプ(Expansionsrampen)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(Verspannungen) が生じ、これは推進ノズルの仕様に応じた(bestimmungsrechte) 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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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 Wickeltechnik)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用燃焼室及びノズル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、飛行物体の高性能エンジン用燃焼室及びノズルであって、
外側ジャケット（１）は長繊維C/SiC 複合材料からなり、内側基体（２）は短繊維C/SiC複合材料からなることを特徴とする高性能エンジン用燃焼室及びノズル」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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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Al2O3 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。
【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。
【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。
【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。
【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（６５０Ｋ）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４３５Ｋ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△＝８０４Ｋ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。
【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。
【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％
【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％
【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。
【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。
【図面の簡単な説明】
【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。
【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。
【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。
【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。
【符号の説明】
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
【図１】
0004378436.tif 000002
【図２】
0004378436.tif 000003
【図３】
0004378436.tif 000004
【図４】
0004378436.tif 000005