JP4019216B2 - ロケットエンジン用の出口ノズルの製造方法 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、添付請求項１の前文に従った、ロケットエンジン用の出口ノズルの製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
運転の際、ロケットノズルは、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、出口ノズルの材料選択、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、出口ノズルを効果的に冷却する必要がある。
【０００３】
冷却は、通常、ノズルの内側表面に独特な長さの管類を貼付することによって設けられる。各々の管の幾何学的な形状は、ノズルの円錐状または放物線状の形状に対して整合しなければならないようなものである。補足的に、ノズルの内側表面の全体は、ノズルの早期破損を引き起こす可能性がある「ホットスポット」を防止するようにしてカバーされなければならない。各々のノズルは、ノズルの後方すなわち大きな出口端部からノズルの前方すなわち小さな入口端部に対して所定の直径比率を有する。典型的な直径比率は、２：１から３：１の範囲内にある。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
冷却出口ノズルの先行的な周知の製造方法に従えば、ニッケルベース鋼またはステンレス鋼で形成される一定の横断面からなる長方形の管が使用され、それらの管が、互いに対して平行に配置され、併せて溶接される。それらの管は、ノズルの長手方向軸に対して所定のネジレ角を形成するようにして螺旋状に巻回され、その角度が、ノズルの入口端部からその出口端部に向かって徐々に増大して、鐘形状のノズル壁を形成する。螺旋状に配置された管を有するそのようなノズルの内側表面に沿って流れるロケットエンジンの排気は、所定の補足的な手段によって補正されなければならないロケット上の横揺れ運動量を形成する、傾斜した反力を生じる。これらの補足的な手段は、しばしば、重量を増大させ、流れ抵抗をも増大させる。更になお、冷却ダクトが長いものである螺旋巻回手段は、その結果、冷却媒体の流れにおける圧力降下の増大を引き起こす。
【０００５】
ロケットノズルを製造する更なる１つの方法が、特許文書ＷＯ ００／２０７４９号に説明されている。この方法に拠れば、外壁は、内壁の廻りに位置決めされ、複数の離間要素が、内壁と外壁の間に位置決めされる。最後に、離間要素は、それらの壁に対して接合される。離間要素は、例えば内壁をフライス加工することによって、内壁と一体化されることもまた可能である。このようにすれば、冷却チャネルは、ノズルの長手方向軸に対して平行であることが可能である。この方法に拠れば、長手方向における冷却チャネルの断面積を変化させて、所望の直径比率を達成することが困難である。これを克服するために、そのノズルは、軸方向における数個の部分に分けて構築されなければならない。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明の１つの目的は、ロケットエンジン用の冷却出口ノズルの改良した製造方法を提供することにある。
【０００７】
これは、それぞれにウェブを有し前記ウェブから突出するフランジをも有する複数の前処理された翼形部材を設け、長手方向において徐々にテーパ状になる幅を提示（形成）させるようにして各々の翼形部材をフライス加工し、ノズルの壁部分に対して整合させるようにして部材を湾曲させ、隣接ウェブおよび隣接フランジ対によって形成される冷却チャネルを備えた鐘形状のノズル構造を形成するようにして各フランジを溶接することによって各部材を接合する各ステップを特徴とする、本発明による方法によって達成される。
【０００８】
本発明の結果として、ロケットエンジンのノズルは、高い圧力処理能力、低い冷却剤の圧力降下、長い周期的な寿命だけでなく、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。
【０００９】
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。
【００１０】
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。
【００１１】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明に従って製造される出口ノズル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、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、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。
【００１２】
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。
【００１３】
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。その構造は、可変的な横断面を有する翼形部材１４によって構築される。それらの翼形部材は、ノズル壁に沿って軸方向に方向付けされ、長手方向に湾曲され、ノズルの輪郭に対して整合する。
【００１４】
図２および図３に従った実施例における冷却チャネルは、Ｈ形状の前処理された翼形部材１４を接合することによって構築される。各々の翼形ブランクは、ウェブ１５と、対向する直交方向における前記ウェブ１５からの２対のフランジ１６とを有する。これらの翼形ブランクは、長手方向にテーパ状になる横断面および幅を有するようにしてフライス加工される。この目的のために、ウェブ１５は、入口端部１２の方向において長手方向にテーパ状になる厚さを有するようにして機械加工されることが可能である。更に、フランジ１６は、入口１２および出口１３の間における直径の差に対して整合するようにして機械加工されることもまた可能である。この設計は、銅およびアルミニウムのような高い伝導率を備えた材料を使用することを可能にする。
【００１５】
それらの翼形を適当な曲率まで湾曲させた後、それらは、融接または摩擦溶接のいずれかによる突合わせ溶接部によって接合され、ノズル壁を形成する。それらの突合わせ溶接部は、ノズル壁の内側および外側の両方において隣接翼形部材１４のフランジ１６を接続する。翼形のこれらの領域において、湾曲応力は、フランジおよび隣接ウェブの間における移行部と比較して相当に削減される。
【００１６】
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から上述の構造を構築することもまた実行可能である。しかしながら、高い熱伝導率を備えた材料を使用すれば、大きな面積比率が達成されることも可能である。アルミニウムの低い密度は、過大な重量を生じさせることなく、チャネルの間における厚いウェブを許容する。材料の高い伝導率は、材料の温度を低下させるものであり、それと同時に、火炎から冷却媒体に対して伝達される熱が増大される。増大したその熱伝達は、ロケットエンジンのエキスパンダ・サイクルにとって有益である。アルミニウム製ノズルの場合、熱伝達の増大は、ステンレス鋼製ノズルと比較して１０％のオーダーである。
【００１７】
図４および図５は、本発明の第２の実施例を示している。図４では、各々の翼形ブランクの端部は、実質的にＣ形状の横断面を有している。ウェブ１５の各々の端部（その図面では上下の端部）からは、１つのフランジが延在し、ウェブ１５の同じ側面には、２つのフランジ１６が設けられる。更に、フランジ１６は、ウェブから実質的に垂直に突出するものでもある。
【００１８】
図５では、各々の翼形ブランクの端部は、ウェブ１５の一方の側面における２つのフランジ１６と、ウェブの反対側面における単一フランジ１６とを設けられ、ｈ形状の横断面を形成する。この事例における「ｈ」は、横になっているものであり、すなわち９０度傾いている。言い換えれば、２つのフランジ１６は、ウェブ１５の一方の端部（図５では上側端部）から対向方向に延在し、更なる１つのフランジ１６は、ウェブ１５の他方の端部（図５では下側端部）から延在するのである。フランジ１６は、ウェブ１５から実質的に垂直に突出している。
【００１９】
先行して説明した実施例の場合と同様に、フランジ１６は、長手方向にテーパ状になる所望の部分を提示するようにして、機械加工されることが可能である。翼形ブランクが対称的ではないので、機械加工プロセスでは、翼形部材の左右の両方のバージョンを形成することが必要である。その溶接部は、外側からアクセス可能なものであり、外側からのアセンブリ溶接を許容する。
【００２０】
これらの翼形ブランクは、長手方向にテーパ状になる横断面および幅を有するようにしてフライス加工される。この目的のために、ウェブ１５は、入口端部１２の方向において長手方向にテーパ状になる厚さを有するようにして機械加工されることが可能である。更に、フランジ１６は、入口１２および出口１３の間における直径の差に対して整合するようにして機械加工されることもまた可能である。
【００２１】
翼形ブランクの製造方法が、図６および図７を参照して以下で説明されることになる。図６は、押出し加工プロセスによって形成されることになった翼形ブランクを示している。翼形ブランクは、その長さの全体にわたってｈ形状の横断面を有する。翼形ブランクは、その後、翼形ブランクが一方の端部１７においてそのｈ形状の横断面を維持し、他方の端部１８においてｃ形状の横断面を受け入れるようにして、横になったｈブランクの両方の側面からフライス加工される。材料は、同者の両方の側面において翼形ブランクからフライス削りされる。
【００２２】
図７において、翼形ブランク１４’は、その長手方向において直線的にテーパ状になる形状を有する。しかしながら、所望されるノズルの形状に応じて、その他の形状もまた実行可能である。例えば、翼形ブランクは、その長手方向において湾曲した形状を有することも可能である。
【００２３】
翼形部材１４’は、融接または例えば摩擦溶接のような固体溶接によって接合されるものであり、２つの隣接部材における平行フランジ対が、冷却チャネルを形成する。次の後続する接合部の部材の対における単一のフランジは、図５において示されたように接合される。この構成に拠れば、冷却チャネルを形成する左右の翼形部材対の溶接は、ノズルを形成する実際の溶接の前に行なわれることが可能である。従って、冷却チャネル溶接部は、両方の側面からアクセス可能である。その後、翼形部材対は、好適にはノズルの外側からの溶接によって、ノズルを形成するようにして接合される。
【００２４】
図４および図５に従った実施例では、濡れる表面すなわち運転の際にロケットの火炎と接触する表面が、冷却媒体に対する熱伝達を向上させるようにして増大される。更に、その内壁は、接線方向における熱応力を最小化するようにして、連続的ではないものである。この実施例に従って増大したその濡れる表面は、従来的なノズルの場合よりも境界層を冷却する。ロケットノズルから離れる境界層は、より低温であることになる。より低温の境界層は、熱負荷が限定されているときに低コストの解決策として使用されることが可能である、最終的には冷却されないノズル延長部のための冷却被膜として機能する。
【００２５】
更に、その製造方法は、翼形ブランクの２つの端部部分における大きな面積差と、特には翼形ブランクの長手方向に対して垂直な方向の翼形ブランクの端部部分の延長部における大きな差とを達成することを規定する。従来的なノズルは、ノズルの軸方向において互いに対して相互接続される複数のノズル部分によって形成される。各々のそのような部分は、複数の冷却チャネルを包含する。本発明の製造方法に拠れば、必要なノズル部分の個数は、より長い翼形ブランクの結果として削減されることが可能である。
【００２６】
上述の製造方法に対する１つの代替案として、翼形部材１４’は、シートメタル・プレートをロールフォーミングすることによって前処理されることも可能である。このシートメタル・プレートは、例えば、ステンレス鋼およびニッケルベース材料を含むことが可能である。
【００２７】
本発明に従った製造コンセプトは、大きな膨張比率を備えた大きなノズルを構築することを許容する。それは、面積比率が増大するにつれて冷却チャネルの幅広な横断面もまた可能にする。幅広なチャネルは、冷却チャネルの中における圧力処理能力を限定する。冷却チャネルの間における大きな間隔は、冷却チャネルの横断面を増大させることなく、面積比率を増大させる。
【００２８】
本発明の二次的な１つの利点は、大きな冷却表面を提示する冷却チャネルの構成にある。それらの冷却チャネルは、周囲の全体をカバーしなければならないものではない。これは、最大直径が小さくなることを意味する。圧力処理能力は、その小さな直径から利益を得るのである。
【００２９】
提案されたノズルの回転対称的な表面は、それ自体の剛性を提示し、必要に応じて、補強材の容易な貼付をも許容する。冷却チャネルの横断面は、円形に近いものであることも可能である。これは、温度差およびそれに付随する応力が、連続的な内壁を有するノズル壁と比較して低いということを意味する。
【００３０】
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、２つの部分の接合は、上述のものとは異なって実行されることも可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明に従ったノズルを示す斜視図である。
【図２】 本発明の第１の実施例に従ったノズルの入口端部における２つの冷却チャネルを示している、図１の線Ａ−Ａに沿った部分断面図である。
【図３】 ノズルの出口端部における線Ｂ−Ｂに沿った冷却チャネルを示している、図２と同様な図面である。
【図４】 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２つの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。
【図５】 ノズルの出口端部における冷却チャネルを示している、図４と同様な図面である。
【図６】 フライス加工の前後における図４および図５に従った翼形ブランクに関する２つの斜視図である。
【図７】 フライス加工の前後における図４および図５に従った翼形ブランクに関する２つの斜視図である。

Claims (13)

1. ノズルが、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し、ノズルの入口端部（１２）からその出口端部（１３）まで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）を含む壁構造をも有する、液体燃料ロケットエンジン用の出口ノズル（１０）を製造する方法であって、
   それぞれに、ウェブ（１５）を有し、前記ウェブから突出するフランジ（１６）をも有する、複数の前処理された翼形部材（１４’）を設け、
   各々の翼形部材（１４’）をフライス加工して、長手方向において徐々にテーパ状になる幅を形成し、
   前記翼形部材の少なくとも一方（１４’）が、少なくともその第１端部部分（１７）において、ウェブ（１５）の一方の側面における２つのフランジ（１６）および前記ウェブの反対側面における１つのフランジ（１６）を設けられ、前記翼形部材（１４’）が、前記第１端部部分（１７）においてｈ形状を有するように成し、
   前記部材（１４’）を湾曲させて、ノズルの壁部分に対して整合させ、
   フランジ（１６）を溶接することによって各部材を接合し、隣接ウェブ（１５）およびフランジ（１６）の隣接対によって形成される冷却チャネル（１１）を備えた鐘形状のノズル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用の出口ノズル（１０）を製造する方法。
2. 前記フランジ（１６）が、前記ウェブ（１５）から対向方向に突出することを特徴とする、請求項１に記載の方法。
3. 前記翼形部材（１４’）が、ウェブの反対側面における前記単一フランジが翼形部材の第２端部部分（１８）において少なくとも実質的に削除されるようにしてフライス加工され、前記第２端部部分における翼形部材がＣ形状の横断面を形成することを特徴とする、請求項１または２に記載の方法。
4. 各々の翼形部材（１４’）が、ウェブ（１５）の各側面において２つのフランジ（１６）を設けられることを特徴とする、請求項１または２に記載の方法。
5. 翼形部材（１４’）が、押出し加工によって形成されることを特徴とする、請求項１から４のいずれか１つに記載の方法。
6. 翼形部材（１４’）が、アルミニウムで押出し加工されることを特徴とする、請求項５に記載の方法。
7. 翼形部材（１４’）が、銅で押出し加工されることを特徴とする、請求項６に記載の方法。
8. 翼形部材（１４’）が、シートメタル・プレートを形成することによって前処理されることを特徴とする、請求項１から４のいずれか１つに記載の方法。
9. シートメタル・プレートが、ステンレス鋼およびニッケルベース材料を含むことを特徴とする、請求項８に記載の方法。
10. チャネル断面積が入口ノズル端部（１２）よりも出口ノズル端部（１３）において大きいようにして、フランジ（１６）をフライス加工することを特徴とする、請求項１から９のいずれか１つに記載の方法。
11. ウェブ（１５）をフライス加工して、長手方向において徐々にテーパ状になる幅を形成する補足的なステップを特徴とする、請求項１から１０のいずれかに記載の方法。
12. 溶接が、融接によって実現されることを特徴とする、請求項１から１１のいずれか１つに記載の方法。
13. 翼形部材（１４’）を溶接して、回転対称的な外側ノズル表面を形成するステップを特徴とする、請求項１から１２のいずれか１つに記載の方法。

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