WO2016117202A1 - ロケットエンジンの燃焼器の製造方法、ロケットエンジンの燃焼器、および、ロケットエンジン - Google Patents
ロケットエンジンの燃焼器の製造方法、ロケットエンジンの燃焼器、および、ロケットエンジン Download PDFInfo
- Publication number
- WO2016117202A1 WO2016117202A1 PCT/JP2015/080612 JP2015080612W WO2016117202A1 WO 2016117202 A1 WO2016117202 A1 WO 2016117202A1 JP 2015080612 W JP2015080612 W JP 2015080612W WO 2016117202 A1 WO2016117202 A1 WO 2016117202A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- layer
- combustor
- lmd
- inner cylinder
- rocket engine
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 94
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 41
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 35
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 66
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 51
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical group [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 46
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical group [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 39
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 claims description 38
- 239000010949 copper Substances 0.000 claims description 38
- 239000011324 bead Substances 0.000 claims description 35
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims description 23
- 238000005323 electroforming Methods 0.000 claims description 19
- 238000010030 laminating Methods 0.000 claims description 18
- 238000009713 electroplating Methods 0.000 claims description 12
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims description 8
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 8
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 349
- 239000000945 filler Substances 0.000 description 34
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 24
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 23
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 19
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 15
- 238000005219 brazing Methods 0.000 description 9
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 description 9
- 229910000881 Cu alloy Inorganic materials 0.000 description 8
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 7
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 6
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 6
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 6
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 6
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 6
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 6
- 238000007747 plating Methods 0.000 description 6
- 238000004663 powder metallurgy Methods 0.000 description 6
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 5
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 5
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 5
- 238000005242 forging Methods 0.000 description 5
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- 229910000990 Ni alloy Inorganic materials 0.000 description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 4
- 239000012768 molten material Substances 0.000 description 4
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 4
- BQCADISMDOOEFD-UHFFFAOYSA-N Silver Chemical compound [Ag] BQCADISMDOOEFD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000012535 impurity Substances 0.000 description 3
- 230000001678 irradiating effect Effects 0.000 description 3
- XKRFYHLGVUSROY-UHFFFAOYSA-N Argon Chemical compound [Ar] XKRFYHLGVUSROY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 238000000748 compression moulding Methods 0.000 description 2
- 238000010894 electron beam technology Methods 0.000 description 2
- 238000009499 grossing Methods 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 229910001026 inconel Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 description 2
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 2
- 230000000873 masking effect Effects 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 239000012811 non-conductive material Substances 0.000 description 2
- 238000002310 reflectometry Methods 0.000 description 2
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 239000012779 reinforcing material Substances 0.000 description 2
- 229910052786 argon Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 125000004435 hydrogen atom Chemical class [H]* 0.000 description 1
- 229910001119 inconels 625 Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910000816 inconels 718 Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000003475 lamination Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 238000001465 metallisation Methods 0.000 description 1
- 239000011812 mixed powder Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000001579 optical reflectometry Methods 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002994 raw material Substances 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
- 238000007711 solidification Methods 0.000 description 1
- 230000008023 solidification Effects 0.000 description 1
- 230000002195 synergetic effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
- B23K26/34—Laser welding for purposes other than joining
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F3/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the manner of compacting or sintering; Apparatus specially adapted therefor ; Presses and furnaces
- B22F3/10—Sintering only
- B22F3/105—Sintering only by using electric current other than for infrared radiant energy, laser radiation or plasma ; by ultrasonic bonding
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F3/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the manner of compacting or sintering; Apparatus specially adapted therefor ; Presses and furnaces
- B22F3/12—Both compacting and sintering
- B22F3/16—Both compacting and sintering in successive or repeated steps
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F7/00—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression
- B22F7/02—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite layers
- B22F7/04—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite layers with one or more layers not made from powder, e.g. made from solid metal
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C26/00—Coating not provided for in groups C23C2/00 - C23C24/00
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
- C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
- C25D1/00—Electroforming
- C25D1/02—Tubes; Rings; Hollow bodies
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
- C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
- C25D7/00—Electroplating characterised by the article coated
- C25D7/04—Tubes; Rings; Hollow bodies
-
- 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
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
-
- 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
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
-
- 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
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
- F05D2230/31—Layer deposition
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
Definitions
- the present invention relates to a method for manufacturing a rocket engine combustor, a rocket engine combustor, and a rocket engine.
- a cooling mechanism may be provided adjacent to the fuel chamber so that the wall of the combustion chamber is not damaged by the heat generated by the combustion of the fuel.
- the cooling mechanism includes a cooling flow path through which the cooling medium passes.
- a hoop load (a tensile load acting along the circumferential direction of the wall of the combustion chamber) acts on the wall of the combustion chamber of the rocket engine due to heat and pressure generated by the combustion of the fuel. Further, the pressure of the cooling medium flowing through the cooling flow path acts on the wall of the combustion chamber of the rocket engine. Therefore, the wall of the combustion chamber of the rocket engine is required to have a structure that can withstand the hoop load and the pressure of the cooling medium.
- Patent Document 1 describes a method of manufacturing an outer cylinder of a rocket combustor.
- a filler is filled in the cooling groove of the inner cylinder.
- the compression molding body layer of the mixed powder containing copper powder is formed in the circumference
- the compression molded body layer is sintered.
- a nickel electroformed layer is formed as a reinforcing layer on the outside of the sintered compression molded body layer.
- Patent Document 2 describes a method for manufacturing an outer cylinder of a combustion chamber.
- a plating layer is formed by electroforming on the outer peripheral side of the inner cylinder having a cooling path.
- a reinforcing outer cylinder is disposed so as to cover the inner cylinder.
- a brazing material and metal powder are filled between the inner cylinder and the reinforcing outer cylinder.
- the inner cylinder and the reinforced outer cylinder are joined by heating in the brazing furnace.
- Patent Document 3 describes a method for manufacturing a rocket combustor.
- Patent Document 3 describes that a brazing method, an electroforming method, a powder metallurgy method, a diffusion bonding method, and the like are known as methods for joining an inner cylinder and an outer cylinder.
- JP-A-60-82602 JP 62-250104 A JP-A-60-82603
- An object of the present invention is to provide a rocket engine combustor, a rocket engine, and a method for manufacturing a rocket engine combustor that can be manufactured at a lower cost and are resistant to hoop load and cooling medium pressure. It is to provide.
- a method for manufacturing a combustor for a rocket engine includes a step of preparing a combustor inner cylinder having a cooling groove, and the combustion so as to cover the cooling groove of the combustor inner cylinder.
- a combustor of a rocket engine includes a combustor inner cylinder having a cooling groove, and covers the cooling groove of the combustor inner cylinder on an outer peripheral surface of the combustor inner cylinder. And an LMD layer disposed on the outer peripheral surface of the outer layer.
- the rocket engine of some embodiments is a rocket engine including the combustor described in the above paragraph.
- a rocket engine combustor a rocket engine, and a method for manufacturing a rocket engine combustor that can be manufactured at a lower cost and are resistant to a hoop load and a coolant pressure.
- FIG. 1 is a schematic perspective view of a rocket engine.
- FIG. 2 is a cross-sectional view of FIG.
- FIG. 3 is a flowchart showing a method for manufacturing a combustor for a rocket engine.
- FIG. 4 is a schematic perspective view of the combustor inner cylinder.
- 5 is a cross-sectional view of FIG.
- FIG. 6 is a cross-sectional view of the inner cylinder and the outer layer showing a state after the outer layer is laminated.
- FIG. 1 is a schematic perspective view of a rocket engine.
- FIG. 2 is a cross-sectional view of FIG.
- FIG. 3 is a flowchart showing a method for manufacturing a combustor for a rocket engine.
- FIG. 4 is a schematic perspective view of the combustor inner cylinder.
- 5 is a cross-sectional view of FIG.
- FIG. 6 is a cross-sectional view of the inner cylinder and the outer layer showing a state after the
- FIG. 7 is a plan view of the combustor and schematically shows a state in which the LMD process is being executed.
- FIG. 8 is a plan view of the combustor schematically showing a state in which the LMD process is being executed.
- 9 is a cross-sectional view taken along line FF in FIG.
- FIG. 10 is a flowchart showing a method for manufacturing a combustor for a rocket engine.
- FIG. 11 is a schematic perspective view of the combustor inner cylinder.
- 12 is a cross-sectional view of FIG.
- FIG. 13 is a cross-sectional view of the inner cylinder showing a state after the cooling groove is filled with the filler.
- FIG. 14 is a cross-sectional view of the inner cylinder showing a state after the conductive material is applied to the surface of the filler.
- FIG. 15 is a cross-sectional view of the inner cylinder and the outer layer showing a state in which the electroplating process is being performed.
- FIG. 16 is a cross-sectional view of the inner cylinder and the outer layer after the outer layers are stacked.
- FIG. 17 is a cross-sectional view of the combustor after the filler has been removed.
- FIG. 18 is a side view showing a state in which the LMD process is being executed.
- FIG. 19 is a side view showing a state in which the LMD process is being executed.
- FIG. 20 is a cross-sectional view taken along the line HH in FIG. FIG.
- FIG. 21 is a side view showing a state in which the LMD process is being executed.
- FIG. 22 is a cross-sectional view of the combustor after the LMD layer is formed.
- FIG. 23 is a side view of the combustor after the LMD layer is formed.
- LMD means “Laser Metal Deposition”, that is, a lamination of metal materials using a laser.
- the “LMD layer” means a layer laminated by using the LMD process.
- the “copper layer” means a copper layer or a copper alloy layer having a copper content of 90% by weight or more.
- the “nickel layer” means a nickel layer or a nickel alloy layer having a nickel content of 90% by weight or more.
- the “nickel-based alloy layer” means a nickel alloy layer having a nickel content of 50% by weight or more.
- tensile strength means the maximum tensile stress (N / mm 2 ) that a material can withstand.
- FIG. 1 is a schematic perspective view of a rocket engine.
- FIG. 2 is a cross-sectional view of FIG.
- the rocket engine 1 includes a combustor 2 and a nozzle 3.
- the combustor 2 includes a combustion chamber 4. Inside the combustion chamber 4, the fuel burns. Combustion gas generated by the combustion of fuel is released toward the rear of the nozzle 3. A rocket engine gains thrust by reaction against combustion gas being released behind the nozzle.
- FIG. 2 is a cross-sectional view of FIG.
- the combustor 2 includes a combustor inner cylinder 20 (hereinafter sometimes simply referred to as “inner cylinder 20”), an outer layer 30, and a reinforcing layer 40.
- the inner cylinder 20 includes a bottom wall 21 and a plurality of side walls 22.
- the inner cylinder 20 has a cooling groove 24 through which a cooling medium can pass.
- the outer layer 30 is disposed on the outer peripheral surface 23 of the inner cylinder 20 so as to cover the cooling groove 24.
- Various methods are known as a method for joining the inner cylinder 20 and the outer layer 30. Examples of the bonding method include a brazing method, an electroforming method, a powder metallurgy method, a diffusion bonding method, and the like.
- the reinforcing layer 40 includes, for example, a first reinforcing component 40A and a second reinforcing component 40B.
- the first reinforcing component 40A and the second reinforcing component 40B are joined together to form an annular body.
- the first reinforcing component 40A and the second reinforcing component 40B are joined together by, for example, electron beam welding of a portion indicated by an arrow B in FIG. When the portion indicated by the arrow B is electron beam welded, the first reinforcing component 40A and the second reinforcing component 40B are also welded to the outer layer 30.
- the inner cylinder 20 is made of a material having a high thermal conductivity in order to improve the cooling effect by the cooling medium passing through the cooling groove 24 (cooling flow path).
- the material having high thermal conductivity is, for example, copper.
- a hoop load F which is a tensile load, acts on the inner cylinder 20 due to heat and pressure generated with the combustion of fuel. Further, the pressure of the cooling medium passing through the groove 24 acts on the inner cylinder 20 and the outer layer 30.
- a reinforcing layer 40 is provided to suppress deformation of the inner cylinder 20 and the outer layer 30 due to the hoop load F and deformation of the inner cylinder 20 and the outer layer 30 due to the pressure of the cooling medium.
- the first reinforcing component 40A, the second reinforcing component 40B, and the like constituting the reinforcing layer 40 are generally manufactured by cutting a forged material. For this reason, adding the reinforcing layer 40 means a significant increase in manufacturing cost. This is because the procurement cost of the forging material itself is high and the cutting cost is high. Moreover, since many chips are generated by cutting, the yield of the material is poor. Furthermore, since the reinforcing layer 40 and the outer layer 30 are joined only in a part of the welding region (only in the vicinity of the portion indicated by the arrow B), the load transmission efficiency from the outer layer 30 to the reinforcing layer 40 is low.
- the thickness of the outer layer 30 In order to suppress the deformation of the inner cylinder 20 and the outer layer 30 due to the hoop load F and the deformation of the inner cylinder 20 and the outer layer 30 due to the cooling medium, it is conceivable to increase the thickness of the outer layer 30.
- the outer layer 30 is formed by electroforming (thick film electroplating). If the electroforming process time is increased, the thickness of the outer layer 30 can be increased. However, increasing the electroforming time means an increase in manufacturing cost.
- the inventor has recognized as a problem to provide a method for manufacturing a combustor that can be manufactured at a lower cost, and to provide a combustor that is resistant to the hoop load and the pressure of the cooling medium.
- FIGS. 1 and 2 are diagrams used for convenience in order to explain the problems recognized by the inventor, and do not indicate a known technique prior to the filing of the present application.
- FIG. 3 is a flowchart showing a method for manufacturing a rocket engine combustor.
- FIG. 4 is a schematic perspective view of the inner cylinder 20. In FIG. 4, the description of the cooling groove 24 is omitted. 5 is a cross-sectional view of FIG.
- a combustor cylinder 20 having a cooling groove 24 is prepared.
- the combustor inner cylinder 20 may be integral with the inner cylinder of the nozzle (see the nozzle 3 in FIG. 1 if necessary), or may be separate from the inner cylinder of the nozzle. There may be.
- the combustor inner cylinder 20 will be described as a separate body from the inner cylinder of the nozzle.
- the inner cylinder 20 includes a bottom wall 21 and a plurality of side walls 22. Further, the inner cylinder 20 includes a plurality of grooves 24. The groove 24 is a cooling groove through which the cooling medium can pass.
- the inner cylinder 20 has an outer peripheral surface 23. More precisely, the outer peripheral surface 23 is the outer peripheral surface of the side wall 22.
- the inner cylinder 20 is made of, for example, a copper alloy containing 99% by weight or more of copper.
- FIG. 6 is a cross-sectional view of the inner cylinder 20 showing a state after performing the second step (S2).
- a method of laminating the outer layer 30 on the inner cylinder 20 for example, a brazing method, an electroforming method, a powder metallurgy method, a diffusion bonding method, or the like can be used.
- the outer layer 30 includes an inner peripheral surface 31 and an outer peripheral surface 33.
- the outer layer 30 may include a plurality of layers.
- the innermost layer (in other words, the layer facing the groove 24) of the outer layer 30 may be a copper layer.
- the outermost layer of the outer layer 30 may be a laser low reflectance layer.
- the outer peripheral surface of the laser low reflectance layer becomes the outer peripheral surface 33 of the outer layer 30.
- a laser low reflectance layer is defined as a layer with a low reflectance of the laser beam used by LMD processing compared with a copper layer. Note that the wavelength of the laser light used in the LMD processing is, for example, 0.6 ⁇ m or more and 12 ⁇ m or less.
- the reflectance of the laser low reflectance layer with respect to the laser light of 0.6 ⁇ m or more and 12 ⁇ m or less is 0. It is lower than the reflectivity for laser light of 6 ⁇ m or more and 12 ⁇ m or less. More specifically, the reflectance of the laser low reflectance layer with respect to the laser light having at least one wavelength in the range of 0.6 ⁇ m to 12 ⁇ m is more than the reflectance of the copper layer with respect to the laser light having the at least one wavelength. Is also low.
- the reflectance is a value obtained by dividing the reflected light intensity by the incident light intensity, for example.
- the copper layer is a layer having high reflectivity of laser light (for example, laser light in a wavelength region of 0.6 ⁇ m or more) and high thermal conductivity, the copper layer is directly subjected to LMD treatment. Is difficult. Therefore, when the outer layer 30 includes a copper layer, it is preferable to laminate a laser low reflectance layer on the outer peripheral side of the copper layer. The laminating of the laser low reflectance layer may be performed by plating.
- FIG. 7 is a plan view of the combustor 2, schematically showing a state in which the LMD process is being executed.
- a region D indicated by diagonal lines is irradiated with laser light and supplied with powder of a material constituting the LMD layer 50.
- the surface layer portion of the outer layer 30 and the powder are melted by the laser light.
- a bead 52 a ridge-like raised portion
- the LMD layer 50 is formed by forming the beads 52 along the surface of the outer layer 30 without any gaps.
- the LMD layer 50 functions as a reinforcing layer that suppresses deformation of the inner cylinder 20 and the outer layer 30 due to a hoop load.
- the LMD layer 50 functions as a reinforcing layer that suppresses deformation of the inner cylinder 20 and the outer layer 30 due to the pressure of the cooling medium.
- the bead 52 is formed in a spiral shape.
- the bead 52 may be formed in an annular shape.
- the region D laser light irradiation position and powder supply position
- the annular bead 52-1 is formed, the region D (laser light irradiation position and powder supply position) is in the X direction, which is the direction of the longitudinal axis of the combustor 2.
- the annular bead 52-2 is formed.
- annular beads 52-3, 52-4, 52-5, and 52-6 are formed.
- 9 is a cross-sectional view taken along the line FF in FIG.
- the LMD layer 50 which is a reinforcing layer, is formed by the LMD process. For this reason, the manufacturing cost of a reinforcement layer is reduced compared with the case where a reinforcement layer is formed using cutting of a forging material and welding to the outer layer of a forging material. Further, the LMD layer 50 and the outer layer 30 are bonded over the entire boundary surface by LMD processing. For this reason, the transmission efficiency of the load from the outer layer 30 to the LMD layer 50 (reinforcing layer) is high.
- LMD processing there are conventionally applied examples for repairing a member or forming a corrosion-resistant layer.
- a member having a high thermal conductivity such as a combustor of a rocket engine reverses the technical common sense of the LMD process.
- the main material of the rocket engine combustor is copper or copper alloy with high laser light reflectivity
- applying LMD treatment using laser light to the rocket engine combustor It reverses the technical common sense of processing.
- high temperature and high stress act on the combustor of the rocket engine. Production of a structural material on which high temperature and high stress act is performed using LMD processing overturns the common general knowledge of LMD processing.
- the formation of the reinforcing material layer (outer cylinder) of the rocket engine combustor by LMD processing overturns the common general knowledge that the reinforcing material layer (outer cylinder) of the rocket engine combustor is formed by forging.
- FIG. 10 is a flowchart showing a method for manufacturing a rocket engine combustor.
- FIG. 11 is a schematic perspective view of the inner cylinder 20. In FIG. 11, the description of the cooling groove 24 is omitted. 12 is a cross-sectional view of FIG.
- a combustor inner cylinder 20 having a cooling groove 24 is prepared.
- the combustor inner cylinder 20 may be integral with the inner cylinder of the nozzle (see the nozzle 3 in FIG. 1 if necessary), or may be separate from the inner cylinder of the nozzle. There may be.
- the combustor inner cylinder 20 will be described as a separate body from the inner cylinder of the nozzle.
- the inner cylinder 20 includes, for example, an axially symmetric bottom wall 21 with respect to the longitudinal center axis O of the inner cylinder 20.
- the cross-sectional shape perpendicular to the longitudinal center axis O of the bottom wall 21 is, for example, a circle.
- the size of the inner diameter (the inner diameter of the bottom wall 21) or the outer diameter (the outer diameter of the bottom wall 21) of the circle may vary along the direction of the central axis O in the longitudinal direction.
- the inner cylinder 20 includes a plurality of side walls 22 connected to the bottom wall 21.
- the bottom wall 21 and the plurality of side walls 22 are, for example, one member formed integrally.
- a groove 24 is formed by two adjacent side walls 22 and the bottom wall 21 among the plurality of side walls 22.
- the inner cylinder 20 includes a plurality of grooves 24 along the circumferential direction of the bottom wall 21.
- the groove 24 is a cooling groove through which the cooling medium can pass.
- the cooling medium is a low-temperature fluid such as liquid hydrogen, for example.
- the inner cylinder 20 has an outer peripheral surface 23. More precisely, the outer peripheral surface 23 is the outer peripheral surface of the side wall 22.
- the inner cylinder 20 is made of, for example, a copper alloy containing 99% by weight or more of copper.
- a method for providing the outer layer 30 on the outer peripheral surface 23 of the inner cylinder 20 will be described.
- a brazing method an electroforming method (thick film electroplating method), a powder metallurgy method, a diffusion bonding method, or the like can be employed.
- the method of providing the outer layer on the outer peripheral surface of the inner cylinder may be a method other than the above method.
- the outer layer may be provided on the outer peripheral surface of the inner cylinder by directly forming the cooling holes by a method such as electrolytic processing.
- adopting a brazing method it may be requested
- the thickness of the outer layer 30 can be set freely.
- the second step (S102) and the third step (S103) are preparatory steps before performing electroplating.
- the cooling groove 24 of the inner cylinder 20 is filled with the filler 60.
- the filler 60 is a low melting point material having a melting point lower than that of copper.
- the filler 60 is, for example, a wax.
- Filling the groove 24 with the filler 60 is performed, for example, by immersing the entire inner cylinder 20 in a molten filler bath.
- a portion of the inner cylinder 20 that does not need to be filled with the filler 26 may be previously provided with a masking material.
- the groove 60 is filled with the filler 60. After filling the groove 24 with the filler 60, excess filler 60 adhering to the inner cylinder 20 is removed from the inner cylinder 20.
- FIG. 13 is a cross-sectional view of the inner cylinder 20 showing a state after performing the second step (S102).
- FIG. 13 shows the state after excess filler 60 has been removed.
- the outer peripheral surface 63 of the filler 60 and the outer peripheral surface 23 of the inner cylinder are flush with each other.
- the outer peripheral surface 23 of the inner cylinder (that is, the outer peripheral surface 23 of the side wall 22) is not covered with the filler 60.
- the base material copper or copper alloy or the like
- the third step (S103) is a step of applying the conductive material 70 to the surface of the filler 60. Note that when the filler 60 is a conductive material, the third step (S103) can be omitted.
- FIG. 14 is a cross-sectional view of the inner cylinder 20 showing a state after performing the third step (S103).
- the fourth step (S104) is an electroplating step.
- FIG. 15 is a cross-sectional view of the inner cylinder 20 and the outer layer 30 showing a state in which the fourth step (S104) is being performed.
- the outer layer 30 is electroplated on the outer peripheral surface 23 of the inner cylinder and the outer peripheral surface 63 of the filler.
- the fourth step (S104) is performed, for example, by immersing the inner cylinder 20 filled with the filler 60 in the plating bath 80.
- the inner cylinder 20 functions as the first electrode 82.
- the inner cylinder 20 is connected to the wiring 82 on the cathode side, for example.
- the plating material 84 functions as a second electrode.
- the plating material 84 is connected to the anode-side wiring 86, for example.
- a voltage between the first electrode and the second electrode in other words, by applying a voltage between the inner cylinder 20 and the plating material 84
- the outer peripheral surface 23 of the inner cylinder 20 is applied.
- the outer layer 30 is laminated, and the outer layer 30 is laminated on the outer peripheral surface 63 of the filler 60.
- a masking material may be applied in advance to a portion of the surface of the inner cylinder 20 that does not require electroplating.
- the outer layer 30 may include a plurality of layers.
- the first layer 30-1 (innermost layer) is laminated on the outer peripheral surfaces of the inner cylinder 20 and the filler 60 by electroforming, and then the outer peripheral surface of the first layer by electroforming.
- a second layer 30-2 (outermost layer) may be laminated thereon.
- one or more intermediate layers may be disposed between the first layer 30-1 and the second layer 30-2.
- the material of the intermediate layer may be the same as that of the first layer 30-1, or may be different from the material of the first layer 30-1.
- the material of the intermediate layer may be the same as the material of the second layer 30-2, or may be a material different from the material of the second layer 30-2.
- the first layer 30-1, the second layer 30-2, and the intermediate layer are formed by electroplating.
- FIG. 16 is a cross-sectional view of the inner cylinder 20 after the outer layer 30 including the first layer 30-1 and the second layer 30-2 is laminated.
- the inner peripheral surface of the first layer 30-1 is joined to the outer peripheral surface 23 of the inner cylinder 20, and the inner peripheral surface of the second layer 30-2 is joined to the outer peripheral surface of the first layer 30-1.
- the first layer 30-1 (innermost layer) is a copper layer (including a copper alloy layer)
- the second layer 30-2 (outermost layer) is a nickel layer (nickel alloy layer). Included).
- One or more intermediate layers may be disposed between the first layer 30-1 and the second layer 30-2.
- the inner peripheral surface of the first layer 30-1 (the surface facing the groove 24), the side surface of the side wall 22 of the inner cylinder (the surface facing the groove 24), and the outer surface of the bottom wall 21 (the surface facing the groove 24).
- the cooling flow path through which the cooling medium passes is formed.
- the first layer 30-1 (innermost layer) is made of a corrosion-resistant material against the cooling medium.
- the first layer 30-1 is, for example, a copper layer (including a copper alloy layer) that is a corrosion-resistant material.
- the first layer 30-1 is a copper electroformed layer.
- the copper layer has higher corrosion resistance to the cooling medium than the nickel layer.
- the tensile strength of the copper layer (the tensile strength of the copper or copper alloy constituting the copper layer) is relatively small. For this reason, when the hoop load is supported by the copper layer, it is necessary to increase the thickness of the copper layer.
- the electroforming time may be increased.
- an increase in electroforming processing time means an increase in manufacturing cost.
- a high strength layer having a high tensile strength may be disposed as the intermediate layer or the second layer.
- the high-strength layer means a layer composed of a material having a tensile strength larger than that of copper.
- the thickness of the copper layer that is the first layer 30-1 can be reduced.
- the thickness of the outer layer 30 as a whole can be reduced by arranging the high-strength layer. By reducing the thickness of the outer layer 30 as a whole, an increase in electroforming time is suppressed.
- the high-strength layer is, for example, a nickel layer (including a nickel alloy layer).
- the nickel layer is a low reflectance layer with low reflectance of laser light used in the LMD processing. For this reason, it is preferable to make a nickel layer into the outermost layer of the outer layer 30 from a viewpoint of the LMD process mentioned later.
- the nickel layer which is a high-strength layer, is used as the outermost layer of the outer layer 30, the overall thickness of the outer layer 30 can be reduced, and a synergistic effect is achieved that the LMD process is facilitated.
- the thickness of the copper layer that is the first layer 30-1 can be, for example, not less than 0.5 mm and not more than 4 mm.
- the outer peripheral surface of the outermost layer (second layer 30-2) of the outer layer is surface treated to smooth the outer peripheral surface of the outermost layer. May be used.
- the filler 60 may be removed from the cooling groove 24 after the fourth step and before the fifth step.
- the removal of the filler 60 is performed, for example, by heating the inner cylinder 20 and melting the filler 60.
- the molten filler 60 is removed from the cooling groove 24.
- the removal of the filler 60 may be performed before smoothing the outer peripheral surface of the outermost layer of the outer layer 30, or may be performed after smoothing the outer peripheral surface of the outermost layer of the outer layer 30.
- FIG. 17 is a cross-sectional view of the combustor 2 after the filler 60 has been removed.
- the fifth step (S105) is an LMD processing step.
- the fifth step is a step of laminating the LMD layer 50, which is a high-strength layer, on the outer peripheral surface of the outermost layer (second layer 30-2) of the outer layer 30.
- the tensile strength of the LMD layer 50 is larger than the tensile strength of the copper layer that is the first layer 30-1 of the outer layer 30.
- FIG. 18 is a side view showing a state in which the LMD process which is the fifth step (S105) is being executed.
- the combustor 2 is supported by the support device 100.
- the combustor 2 is supported by the support device 100 so as to be rotatable around the central axis O in the longitudinal direction of the combustor 2.
- the support device 100 includes a base 110 and a rotating body 120, for example.
- the base 110 supports the combustor 2 via the rotating body 120.
- the rotating body 120 holds the combustor 2 by an appropriate fixing mechanism (for example, a chuck).
- the rotation axis of the rotating body 120 coincides with the longitudinal central axis O of the combustor 2.
- the support device 100 includes a drive source 130 such as a motor.
- the rotating body 120 is rotated by the power of the drive source 130.
- the LMD process is executed by the LMD device 200.
- the LMD device 200 is attached to the LMD device moving device 300.
- the LMD device moving device 300 can move the LMD device 200 at least in the direction along the longitudinal center axis O of the combustor 2. Additionally, the LMD device moving device 300 may be capable of moving the LMD device 200 in the radial direction of the combustor 2 (Z direction in FIG. 18).
- the LMD device moving device 300 is a manipulator.
- the manipulator includes, for example, a plurality of arms (310-1, 310-2, 310-3) and at least one pivot (320-1, 320-2) for rotatably connecting the plurality of arms.
- the combustor 2 is rotated around the longitudinal central axis O, and the LMD device 200 is moved in a direction along the longitudinal central axis O, whereby a spiral bead 52 is formed on the outer peripheral surface of the outer layer 30. It is possible to form.
- the combustor 2 is rotated about the longitudinal central axis O, and the position of the LMD device 200 is maintained, so that an annular bead (if necessary, on the outer peripheral surface of the outer layer 30 is 8 annular beads 52) can be formed.
- the outer peripheral surface of the outer layer 30 is moved by moving the LMD device 200 in the direction along the central axis O in the longitudinal direction while the position of the rotating body 120 is fixed during the LMD processing.
- a linear bead 52 in a direction along the longitudinal central axis O may be formed on the upper side. From the viewpoint of supporting a hoop load (a load in a direction along the circumferential direction of the combustor 2), it is more preferable to form a spiral bead or an annular bead than to form a linear bead. Further, from the viewpoint that the speed of moving the LMD device 200 can be zero or low, it is preferable to form a spiral bead or an annular bead rather than a linear bead.
- the LMD apparatus 200 has an irradiation port for irradiating the laser beam 210, an injection port for injecting the powder 220, and a supply port for supplying the shield gas 230.
- the laser beam 210 applies energy for melting the surface layer portions of the powder 220 and the outer layer 30 to the surface layer portions of the powder 220 and the outer layer 30.
- the powder 220 is a raw material for forming the LMD layer.
- the shield gas 230 is an inert gas supplied to suppress oxidation of the molten material (in other words, the powder 220 and a molten material formed by melting the surface layer portion of the outer layer 30).
- FIG. 20 is a cross-sectional view of the LMD device 200 (a cross-sectional view taken along the line HH in FIG. 18).
- an irradiation port 212 for irradiating laser light and a plurality of injection ports 222 for injecting powder 220 are arranged concentrically.
- the plurality of injection ports 222 are arranged so as to surround the irradiation port 212.
- a plurality of injection ports 222 for injecting the powder 220 and a supply port 232 for supplying a shielding gas are arranged concentrically.
- the plurality of supply ports 232 are arranged so as to surround the plurality of injection ports 222.
- the plurality of supply ports 232 may be replaced by one annular supply port.
- Shielding gas (for example, argon gas) such as inert gas is supplied from the supply port 232 of the LMD device 200 so as to surround the irradiation region of the laser light.
- the LMD apparatus 200 irradiates the laser beam 210 toward the outer layer 30.
- the laser beam 210 is focused on the outer layer 30 or the vicinity of the outer layer 30.
- the wavelength of the laser beam may be selected according to the material of the powder 220, the material of the outermost layer of the outer layer 30, and the like.
- the wavelength of the laser light is, for example, not less than 1030 nm and not more than 1100 nm.
- the LMD device 200 injects the powder 220 toward the region irradiated with the laser light 210.
- the powder 220 existing in the region irradiated with the laser beam 210 and the surface layer portion of the outer layer 30 are melted by the energy of the laser beam 210.
- the bead 52 is formed by solidification of the molten material (in other words, the molten material formed by melting the powder 220 and the surface layer portion of the outer layer 30).
- the outermost layer of the outer layer 30 (in other words, the surface layer portion of the outer layer 30) is a copper layer
- the transmission of energy to the outermost layer may be insufficient due to reflection of laser light.
- the outermost layer of the outer layer 30 is a copper layer
- the energy transmitted to the outermost layer diffuses outside the laser irradiation region due to the copper layer being a high thermal conductive material. For this reason, it was thought that it was difficult to use LMD processing for the manufacturing process of the combustor 2 which uses copper as a main material.
- the outermost layer of the outer layer 30 is a laser low reflectance layer, so that LMD processing can be effectively performed.
- the LMD layer 50 is a layer of beads 52 formed by LMD processing.
- the LMD layer 50 is a high strength layer.
- the high strength layer means a layer composed of a material having a tensile strength larger than that of copper.
- the LMD layer 50 that is a high-strength layer is, for example, a nickel-based alloy layer.
- the nickel-based alloy layer is, for example, a nickel-based heat-resistant alloy layer such as Inconel 625 (“Inconel” is a registered trademark), Inconel 718 (“Inconel” is a registered trademark), and the like. .
- the LMD layer 50 can be a nickel-based alloy layer.
- the LMD layer 50 is formed by a mixture of the powder 220 and the material of the surface layer portion of the outer layer 30.
- the amount of impurities in the LMD layer 50 can be reduced.
- a decrease in the strength of the LMD layer is suppressed.
- the amount of impurities in the LMD layer 50 can be reduced by making the laser low reflectance layer a nickel layer and making the powder 220 a nickel-based alloy.
- the nickel layer is a laser low reflectance layer and a high strength layer.
- the step of laminating the LMD layer 50 is a step of laminating a plurality of LMD layers, for example.
- FIG. 21 is a side view showing a state in which the LMD process which is the fifth step (S105) is being executed.
- FIG. 21 shows a state in which the second LMD layer 50-2 is laminated on the first LMD layer 50-1 after the first LMD layer 50-1 is laminated on the outer layer 30.
- the bead of the second LMD layer 50-2 may be formed in a valley 50-B between the peak 50-A and the peak 50-A of the first LMD layer bead.
- a bead of the next LMD layer in other words, a bead of another LMD layer
- a valley between the beads of the LMD layer it is possible to reduce the unevenness (bumpiness) on the surface of the LMD layer. is there.
- the bead width of the second LMD layer 50-2 is made larger than the bead width of the first LMD layer 50-1, and the bead height of the second LMD layer 50-2 is increased.
- the height of the bead of the first LMD layer 50-1 can be made larger.
- the material of the second LMD layer 50-2 is substantially the same as the material of the first LMD layer 50-1.
- FIG. 22 is a cross-sectional view of the combustor 2 after the LMD layer is formed by the LMD process.
- the combustor 2 includes an inner cylinder 20 having a cooling groove 24.
- An outer layer 30 is arranged on the outer peripheral surface of the combustor inner cylinder 20 so as to cover the groove 24 of the inner cylinder 20.
- the first layer 30-1 that is the innermost layer of the outer layer is a copper layer
- the second layer 30-2 that is the outermost layer of the outer layer is a laser low reflectance layer.
- the laser low reflectance layer is a thin layer, the laser low reflectance layer may be melted during the LMD processing and integrated with the LMD layer 50 in some cases.
- the outer layer 30 does not include a laser low reflectance layer.
- the LMD layer 50 is disposed on the outer peripheral surface of the outer layer 30.
- the LMD layer 50 is a plurality of layers including a first LMD layer 50-1 and a second LMD layer 50-2.
- the number of LMD layers is an arbitrary integer of 1 or more.
- the number of LMD layers may be unknown in the combustor 2 after the LMD layer is formed.
- FIG. 23 is a side view of the combustor 2 after the LMD layer 50 is formed by the LMD process.
- the LMD layer 50 is not properly formed on the first end 2-1 and the second end 2-2 of the combustor 2.
- the first end 2-1 and the second end 2-2 of the combustor 2 may be cut or smoothed.
- LMD layer 50 is characterized by the presence of beads 52. However, when the surface of the LMD layer 50 is smoothed, the presence of the beads 52 may be unknown.
- the LMD layer 50 that is a high-strength layer is laminated on the outer peripheral surface of the outer layer 30 of the combustor by LMD processing. For this reason, compared with the case where a high intensity
- the LMD process is a process for locally irradiating a laser, the thermal deformation of the material to be processed is small as compared with a general welding process.
- the outer layer 30 and the LMD layer 50 are integrated over the whole contact surface of both layers by LMD processing. For this reason, the load transmission efficiency from the outer layer to the LMD layer is high.
- the LMD layer functions as a load support layer, the thickness of the outer layer can be reduced.
- the outer layer is formed by electroforming, the thickness of the outer layer can be reduced, thereby shortening the processing time of electroforming (electroplating). It is.
- the thickness of the entire outer layer by making a part of the outer layer an electroformed layer having high strength.
- By reducing the thickness of the entire outer layer it is possible to shorten the processing time of the electroforming process (electroplating process).
- the LMD process is effectively performed by making the outermost layer of the outer layer a laser low reflectance layer.
- the manufacturing cost and manufacturing time when forming the outer layer can be reduced.
- the manufacturing cost and manufacturing time when forming the outer layer can be reduced.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Optics & Photonics (AREA)
- Electrochemistry (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
- Powder Metallurgy (AREA)
- Electroplating Methods And Accessories (AREA)
Abstract
ロケットエンジンの燃焼器の製造方法は、冷却用の溝(24)を有する燃焼器内筒(20)を準備する工程と、冷却用の溝(24)を覆うように、燃焼器内筒(20)の外周面上に外層(30)を設ける工程と、外層(30)の外周面上に、LMD処理によって、LMD層(50)を積層する工程とを具備する。
Description
本発明は、ロケットエンジンの燃焼器の製造方法、ロケットエンジンの燃焼器、および、ロケットエンジンに関する。
ロケットエンジンの燃焼室の壁は、燃料の燃焼に伴って発生する熱によって高温となる。燃焼室の壁が、燃料の燃焼に伴って発生する熱によって損傷しないようにするために、燃料室に隣接して冷却機構が設けられる場合がある。冷却機構は、冷却媒体が通過する冷却流路を備える。
ロケットエンジンの燃焼室の壁には、燃料の燃焼に伴って発生する熱および圧力によって、フープ荷重(燃焼室の壁の周方向に沿って作用する引っ張り荷重)が作用する。また、ロケットエンジンの燃焼室の壁には、冷却流路を流れる冷却媒体の圧力が作用する。よって、ロケットエンジンの燃焼室の壁は、フープ荷重および冷却媒体の圧力に耐え得る構造であることが要請される。
関連する技術として、特許文献1には、ロケット燃焼器の外筒の製作法が記載されている。特許文献1に記載の方法では、第1に、内筒の冷却用溝に充填剤が充填される。第2に、充填剤充填後の内筒の周囲には、銅粉を含む混合粉の圧縮成形体層が形成される。第3に、圧縮成形体層が焼結される。第4に、焼結された圧縮成形体層の外側に、ニッケル電鋳層が補強層として形成される。
また、特許文献2には、燃焼室の外筒の製造法が記載されている。特許文献2に記載の方法では、第1に、冷却路を有する内筒の外周側に、電鋳法によってめっき層が形成される。第2に、内筒を被うように補強外筒が配置される。第3に、内筒と補強外筒との間にろう材および金属粉末が充填される。第4に、ろう付け炉中での加熱により、内筒と補強外筒とが接合される。
また、特許文献3には、ロケット燃焼器の製作法が記載されている。特許文献3には、内筒と外筒とを接合する方法として、ろう付け法、電鋳法、粉末冶金法、拡散接合法等が知られていることが記載されている。
本発明の目的は、より低コストで作製可能であり、かつ、フープ荷重および冷却媒体の圧力に対して耐力のあるロケットエンジンの燃焼器、ロケットエンジン、および、ロケットエンジンの燃焼器の製造方法を提供することにある。
いくつかの実施形態のロケットエンジンの燃焼器の製造方法は、冷却用の溝を有する燃焼器内筒を準備する工程と、前記燃焼器内筒の前記冷却用の溝を覆うように、前記燃焼器内筒の外周面上に外層を設ける工程と、前記外層の外周面上に、LMD処理によって、LMD層を積層する工程とを具備する。
いくつかの実施形態のロケットエンジンの燃焼器は、冷却用の溝を有する燃焼器内筒と、前記燃焼器内筒の外周面上に、前記燃焼器内筒の前記冷却用の溝を覆うように配置される外層と、前記外層の外周面上に配置されるLMD層とを具備する。
いくつかの実施形態のロケットエンジンは、上記段落に記載の燃焼器を備えたロケットエンジンである。
本発明により、より低コストで作製可能であり、かつ、フープ荷重および冷却媒体の圧力に対して耐力のあるロケットエンジンの燃焼器、ロケットエンジン、および、ロケットエンジンの燃焼器の製造方法が提供できる。
添付の図面は、実施形態の説明を助けるために本明細書に組み込まれる。なお、図面は、本発明を、図示された例および説明された例に限定するものとして解釈されるべきではない。
図1は、ロケットエンジンの概略斜視図である。
図2は、面Aにおける図1の断面図である。
図3は、ロケットエンジンの燃焼器の製造方法を示すフローチャートである。
図4は、燃焼器内筒の概略斜視図である。
図5は、面Cにおける図4の断面図である。
図6は、外層が積層された後の状態を示す内筒および外層の断面図である。
図7は、燃焼器の平面図であり、LMD処理を実行中の状態を模式的に示す図である。
図8は、燃焼器の平面図であり、LMD処理を実行中の状態を模式的に示す図である。
図9は、図8のF-F矢視断面図である。
図10は、ロケットエンジンの燃焼器の製造方法を示すフローチャートである。
図11は、燃焼器内筒の概略斜視図である。
図12は、面Gにおける図11の断面図である。
図13は、冷却用の溝に充填剤が充填された後の状態を示す内筒の断面図である。
図14は、導電性材料が充填剤の表面に適用された後の状態を示す内筒の断面図である。
図15は、電気めっき処理を実行中の状態を示す内筒および外層の断面図である。
図16は、外層を積層後の内筒および外層の断面図である。
図17は、充填剤が除去された後の燃焼器の断面図である。
図18は、LMD処理を実行中の状態を示す側面図である。
図19は、LMD処理を実行中の状態を示す側面図である。
図20は、図18のH-H矢視断面図である。
図21は、LMD処理を実行中の状態を示す側面図である。
図22は、LMD層が形成された後の燃焼器の断面図である。
図23は、LMD層が形成された後の燃焼器の側面図である。
以下の詳細な説明においては、実施形態の包括的な理解を提供するために、説明の目的で多くの詳細な特定事項が開示される。しかし、一又は複数の実施形態は、これらの詳細な特定事項なしで実行可能であることが明らかである。以下、ロケットエンジンの燃焼器の製造方法、ロケットエンジンの燃焼器、および、ロケットエンジンに関して、添付図面を参照して説明する。
(用語の定義)
本明細書において、「LMD」は、「Laser Metal Deposition」、すなわち、レーザーを用いた金属材料の積層を意味する。
本明細書において、「LMD層」は、LMD処理を用いて積層された層を意味する。
本明細書において、「銅層」は、銅の含有率が90重量%以上の銅層あるいは銅合金層を意味する。
本明細書において、「ニッケル層」は、ニッケルの含有率が90重量%以上のニッケル層あるいはニッケル合金層を意味する。
本明細書において、「ニッケル基合金層」は、ニッケルの含有率が50重量%以上のニッケル合金層を意味する。
本明細書において、「引っ張り強度」は、材料が耐え得る最大の引張応力(N/mm2)を意味する。
本明細書において、「LMD」は、「Laser Metal Deposition」、すなわち、レーザーを用いた金属材料の積層を意味する。
本明細書において、「LMD層」は、LMD処理を用いて積層された層を意味する。
本明細書において、「銅層」は、銅の含有率が90重量%以上の銅層あるいは銅合金層を意味する。
本明細書において、「ニッケル層」は、ニッケルの含有率が90重量%以上のニッケル層あるいはニッケル合金層を意味する。
本明細書において、「ニッケル基合金層」は、ニッケルの含有率が50重量%以上のニッケル合金層を意味する。
本明細書において、「引っ張り強度」は、材料が耐え得る最大の引張応力(N/mm2)を意味する。
(発明者によって認識された課題)
図1および図2を参照して、発明者によって認識された課題について説明する。図1は、ロケットエンジンの概略斜視図である。図2は、面Aにおける図1の断面図である。
図1および図2を参照して、発明者によって認識された課題について説明する。図1は、ロケットエンジンの概略斜視図である。図2は、面Aにおける図1の断面図である。
図1に示されるように、ロケットエンジン1は、燃焼器2、および、ノズル3を備える。燃焼器2は、燃焼室4を備える。燃焼室4の内部では、燃料が燃焼する。燃料の燃焼により生じた燃焼ガスは、ノズル3の後方に向けて放出される。ロケットエンジンは、燃焼ガスがノズルの後方に放出されることに対する反作用によって、推力を得る。
図2は、面Aにおける図1の断面図である。燃焼器2は、燃焼器内筒20(以下、単に、「内筒20」という場合がある。)と、外層30と、補強層40とを含む。
内筒20は、底壁21と、複数の側壁22とを備える。また、内筒20は、冷却媒体が通過可能な冷却用の溝24を有する。
外層30は、冷却用の溝24を覆うように、内筒20の外周面23上に配置される。内筒20と外層30との接合方法としては、種々の方法が知られている。接合方法は、例えば、ろう付け法、電鋳法、粉末冶金法、拡散接合法等である。
補強層40は、例えば、第1補強部品40Aと、第2補強部品40Bとを含む。第1補強部品40Aと第2補強部品40Bとは、互いに接合されることにより、環状体を形成する。第1補強部品40Aと第2補強部品40Bとは、例えば、図2において、矢印Bで示される部分を電子ビーム溶接することによって、接合される。矢印Bで示される部分を電子ビーム溶接する時、第1補強部品40Aおよび第2補強部品40Bは、外層30に対しても溶接される。
ところで、内筒20は、冷却用の溝24(冷却流路)を通過する冷却媒体による冷却効果を向上させるために、熱伝導率の高い材料によって構成される。熱伝導率の高い材料は、例えば、銅である。また、内筒20には、燃料の燃焼に伴って発生する熱および圧力によって、引っ張り荷重であるフープ荷重Fが作用する。また、内筒20および外層30には、溝24を通過する冷却媒体の圧力が作用する。
図2に記載の例では、フープ荷重Fによる内筒20および外層30の変形、並びに、冷却媒体の圧力による内筒20および外層30の変形を抑制するために、補強層40が設けられている。補強層40を構成する第1補強部品40A、第2補強部品40B等は、一般的には、鍛造材を切削することにより製造される。このため、補強層40を追加することは、製造コストの大幅な上昇を意味する。鍛造材自体の調達コストが高く、かつ、切削加工費が高いためである。また、切削加工によって多くの切粉が発生することから、材料の歩留りが悪い。さらに、補強層40と外層30とは、一部の溶接領域のみ(矢印Bで示される部分の近傍領域のみ)で接合されるため、外層30から補強層40への荷重の伝達効率が低い。
フープ荷重Fによる内筒20および外層30の変形、並びに、冷却媒体による内筒20および外層30の変形を抑制するために、外層30の厚さを厚くすることも考えられる。例えば、外層30を電鋳(厚膜電気めっき)により形成する場合を考える。電鋳処理の時間を長くすれば、外層30の厚さを厚くすることが可能である。しかし、電鋳処理の時間を長くすることは、製造コストの上昇を意味する。
発明者は、より低コストで作製可能な燃焼器の製造方法を提供すること、および、フープ荷重および冷却媒体の圧力に対して耐力のある燃焼器を提供することを課題として認識した。
なお、図1および図2は、発明者によって認識された課題を説明するために、便宜的に用いた図であって、本願出願前における公知技術を示すものではない。
(ロケットエンジンの燃焼器の製造方法の概要)
図3乃至図9を参照して、実施形態によるロケットエンジンの燃焼器の製造方法の概要について説明する。なお、図3乃至図9において、図1および図2に記載の部材と同じ機能を有する部材については、同一の図番が付されている。
図3乃至図9を参照して、実施形態によるロケットエンジンの燃焼器の製造方法の概要について説明する。なお、図3乃至図9において、図1および図2に記載の部材と同じ機能を有する部材については、同一の図番が付されている。
図3は、ロケットエンジンの燃焼器の製造方法を示すフローチャートである。図4は、内筒20の概略斜視図である。なお、図4において、冷却用の溝24の記載は省略されている。図5は、面Cにおける図4の断面図である。
第1工程(S1)において、冷却用の溝24を有する燃焼器内筒20が準備される。燃焼器内筒20は、ノズル(必要であれば、図1のノズル3を参照。)の内筒等と一体のものであってもよいし、ノズルの内筒等とは別体のものであってもよい。ここでは、燃焼器内筒20は、ノズルの内筒等と別体であるとして説明する。
内筒20は、底壁21と、複数の側壁22とを備える。また、内筒20は、複数の溝24を備える。溝24は、冷却媒体が通過可能な冷却用の溝である。内筒20は、外周面23を有する。外周面23は、より厳密には、側壁22の外周面である。内筒20は、例えば、銅を99重量%以上含む銅合金によって構成される。
第2工程(S2)において、内筒20の冷却用の溝24を覆うように、内筒20の外周面23上に外層30が積層される。図6は、第2工程(S2)を実行後の状態を示す内筒20の断面図である。内筒20上に外層30を積層する方法としては、例えば、ろう付け法、電鋳法、粉末冶金法、拡散接合法等を用いることができる。外層30は、内周面31と、外周面33とを備える。
外層30は、複数の層を備えていてもよい。外層30の最内層(換言すれば、溝24に面する層)は、銅層であってもよい。外層30の最外層は、レーザー低反射率層であってもよい。この場合、レーザー低反射率層の外周面が、外層30の外周面33となる。レーザー低反射率層は、銅層と比較して、LMD処理で使用するレーザー光の反射率が低い層として定義される。なお、LMD処理で使用するレーザー光の波長は、例えば、0.6μm以上12μm以下である。よって、LMD処理で使用するレーザー光の波長が、0.6μm以上12μm以下である場合には、レーザー低反射率層の0.6μm以上12μm以下のレーザー光に対する反射率は、銅層の0.6μm以上12μm以下のレーザー光に対する反射率よりも低い。より具体的には、レーザー低反射率層の0.6μm以上12μm以下の範囲のうちの少なくとも1つの波長のレーザー光に対する反射率は、銅層の当該少なくとも1つの波長のレーザー光に対する反射率よりも低い。反射率は、例えば、反射光強度を入射光強度で除して得られる値である。銅層は、レーザー光(例えば、0.6μm以上の波長域のレーザー光)の反射率が高い層であり、かつ、熱伝導率の高い層であるため、銅層に直接LMD処理を施すことが困難である。したがって、外層30が銅層を含む場合には、銅層の外周側に、レーザー低反射率層を積層することが好ましい。なお、レーザー低反射率層の積層は、めっきを施すことにより行ってもよい。
第3工程(S3)において、外層30の外周面33上に、LMD処理によって、LMD層50が積層される。図7は、燃焼器2の平面図であり、LMD処理を実行中の状態を模式的に示す図である。図7において、斜線で示される領域Dには、レーザー光が照射されるとともに、LMD層50を構成する材料の粉体が供給される。レーザー光によって、外層30の表層部分と粉体とが溶融する。領域D(レーザー光の照射位置および粉体の供給位置)を矢印Eに沿って徐々に移動させることにより、ビード52(畝状の盛り上がり部分)が形成される。
ビード52の形成を外層30の表面に沿って隙間なく行うことにより、LMD層50が形成される。LMD層50は、フープ荷重による内筒20および外層30の変形を抑制する補強層として機能する。また、LMD層50は、冷却媒体の圧力による内筒20および外層30の変形を抑制する補強層として機能する。
なお、図7に記載の例では、ビード52の形成は、螺旋状に行われている。代替的に、図8に示されるように、ビード52の形成は、環状に行われてもよい。図8に記載の例では、環状ビード52-1が形成された後、領域D(レーザー光の照射位置および粉体の供給位置)は、燃焼器2の長手方向軸の方向であるX方向に沿って移動される。領域Dを、燃焼器2の周方向であるR方向に沿って移動させることにより、環状ビード52-2が形成される。同様にして、環状ビード52-3、52-4、52-5、52-6が形成される。なお、図9は、図8のF-F矢視断面図である。
図3乃至図9に記載の例では、補強層であるLMD層50が、LMD処理によって、形成される。このため、鍛造材の切削、および、鍛造材の外層への溶接を用いて補強層を形成する場合と比較して、補強層の製造コストが低減される。また、LMD層50と、外層30とは、LMD処理により全境界面にわたって結合されている。このため、外層30からLMD層50(補強層)への荷重の伝達効率が高い。
なお、LMD処理については、従来、部材の補修、あるいは、耐食層の形成等への適用例が存在する。しかし、ロケットエンジンの燃焼器のように熱伝導率の高い部材に、LMD処理を施すことは、LMD処理の技術常識を覆すものである。また、ロケットエンジンの燃焼器の主たる材料が、レーザー光の反射率の高い銅あるいは銅合金であることを考慮すると、レーザー光を用いるLMD処理を、ロケットエンジンの燃焼器に適用することは、LMD処理の技術常識を覆すものである。さらに、ロケットエンジンの燃焼器には、高温と高応力とが作用する。高温と高応力とが作用する構造材の製造を、LMD処理を用いて行うことは、LMD処理の技術常識を覆すものである。特に、ロケットエンジン燃焼器の補強材層(外筒)をLMD処理により形成することは、ロケットエンジン燃焼器の補強材層(外筒)は鍛造によって形成されるという技術常識を覆すものである。
(ロケットエンジンの燃焼器の製造方法のより詳細な説明)
図10乃至図21を参照して、ロケットエンジンの燃焼器の製造方法についてより詳細に説明する。図10乃至図21において、図1乃至図9に記載の部材と同じ機能を有する部材については、同一の図番が付されている。
図10乃至図21を参照して、ロケットエンジンの燃焼器の製造方法についてより詳細に説明する。図10乃至図21において、図1乃至図9に記載の部材と同じ機能を有する部材については、同一の図番が付されている。
図10は、ロケットエンジンの燃焼器の製造方法を示すフローチャートである。図11は、内筒20の概略斜視図である。なお、図11において、冷却用の溝24の記載は省略されている。図12は、面Gにおける図11の断面図である。
第1工程(S101)において、冷却用の溝24を有する燃焼器内筒20が準備される。燃焼器内筒20は、ノズル(必要であれば、図1のノズル3を参照。)の内筒等と一体のものであってもよいし、ノズルの内筒等とは別体のものであってもよい。ここでは、燃焼器内筒20は、ノズルの内筒等と別体であるとして説明する。
内筒20は、例えば、内筒20の長手方向中心軸Oに対して、軸対称な底壁21を備える。底壁21の長手方向中心軸Oに垂直な断面形状は、例えば、円である。当該円の内径(底壁21の内径)または外径(底壁21の外径)の大きさは、長手方向中心軸Oの方向に沿って、変化してもよい。内筒20は、底壁21に接続された複数の側壁22を備える。底壁21と複数の側壁22とは、例えば、一体に成形された1つの部材である。複数の側壁22のうちの隣接する2つの側壁と底壁21とによって溝24が形成される。内筒20は、底壁21の円周方向に沿って、複数の溝24を備える。溝24は、冷却媒体が通過可能な冷却用の溝である。冷却媒体は、例えば、液体水素等の低温流体である。内筒20は、外周面23を有する。外周面23は、より厳密には、側壁22の外周面である。内筒20は、例えば、銅を99重量%以上含む銅合金によって構成される。
次に、内筒20の外周面23上に、外層30を設ける方法について説明する。外層30を設ける方法としては、ろう付け法、電鋳法(厚膜電気めっき法)、粉末冶金法、拡散接合法等を採用することが可能である。また、内筒の外周面上に外層を設ける方法は、上記の方法以外の方法であってもよい。例えば、冷却穴を電解加工等の方法により直接形成することにより、内筒の外周面上に外層を設けてもよい。なお、ろう付け法を採用する場合には、被接合表面にろう材を均一に塗布することが要請される場合がある。粉末冶金法を採用する場合には、粉末の圧縮成形時に、内筒20等が変形しないようにすることに注意を要する。拡散接合法を採用する場合には、被接合面同士が密着するように、被接合面の寸法に高い精度が求められる点に注意を要する。ここでは、ろう付け法、粉末冶金法、拡散接合法と比較して、制約条件の少ない電鋳法(電気めっき法)について、より詳細に説明する。
電気めっき法では、外層30の厚さを自由に設定可能である。
第2工程(S102)および第3工程(S103)は、電気めっきを実行する前の準備工程である。
第2工程(S102)において、内筒20の冷却用の溝24に、充填剤60が充填される。充填剤60は、銅よりも融点が低い低融点材料である。充填剤60は、例えば、ワックスである。溝24への充填剤60の充填は、例えば、内筒20の全体を、溶融状態の充填剤の浴に浸漬することにより実施される。内筒20のうち、充填剤26の充填が不要な部分(例えば、底壁21のうち、燃焼室4に面する内周面)には、予め、マスキング材が施されてもよい。内筒20の全体を充填剤の浴に浸漬する工程と、内筒20を充填剤の浴から取り出す工程とを繰り返すことにより、溝24に充填剤60が充填される。溝24への充填剤60の充填後、内筒20に付着した余剰な充填剤60は、内筒20から取り除かれる。
図13は、第2工程(S102)を実行後の状態を示す内筒20の断面図である。図13は、余剰な充填剤60が取り除かれた後の状態を示す。図13において、充填剤60の外周面63と、内筒の外周面23(すなわち、側壁22の外周面23)とは、面一である。内筒の外周面23(すなわち、側壁22の外周面23)は、充填剤60で覆われていない。換言すれば、内筒の外周面23において、母材(銅または銅合金等)が露出している。
充填剤60が、非導電性材料である場合、充填剤60の表面に導電性材料70を適用する必要がある。非導電性材料の表面に、電気めっきすることは困難であるからである。導電性材料70の適用は、例えば、充填剤60の表面に、銀粉を適用することにより実行される。なお、内筒の外周面23(すなわち、側壁22の外周面23)には、銀粉が適用されてもよいし、銀粉が適用されなくてもよい。第3工程(S103)は、導電性材料70を充填剤60の表面に適用する工程である。なお、充填剤60が、導電性材料である場合には、第3工程(S103)を、省略することができる。図14は、第3工程(S103)を実行後の状態を示す内筒20の断面図である。
第4工程(S104)は、電気めっき工程である。図15は、第4工程(S104)を実行中の状態を示す内筒20および外層30の断面図である。第4工程(S104)では、内筒の外周面23上および充填剤の外周面63上に、外層30が電気めっきされる。第4工程(S104)は、例えば、充填剤60が充填された内筒20をめっき浴80に浸漬することにより実行される。内筒20は、第1電極82として機能する。内筒20は、例えば、陰極側の配線82に接続される。めっき材料84は、第2電極として機能する。めっき材料84は、例えば、陽極側の配線86に接続される。第1電極と第2電極との間に電圧を印加することにより(換言すれば、内筒20とめっき材料84との間に電圧を印加することにより)、内筒20の外周面23上には外層30が積層され、充填剤60の外周面63上には外層30が積層される。なお、内筒20の表面のうち、電気めっきが不要な部分には、予め、マスキング材が適用されてもよい。
外層30は、複数の層を含んでいてもよい。第4工程(S104)において、電鋳により、内筒20および充填剤60の外周面上に第1層30-1(最内層)を積層し、その後、電鋳により、第1層の外周面上に第2層30-2(最外層)を積層してもよい。なお、第1層を積層した後、第2層を積層する前に、第1層の外周面を表面処理することにより、第1層の外周面を平滑化してもよい。
なお、第1層30-1と第2層30-2との間に、単数または複数の中間層が配置されてもよい。中間層の材質は、第1層30-1の材質と同一であってもよいし、第1層30-1の材質と異なる材質であってもよい。中間層の材質は、第2層30-2の材質と同一であってもよいし、第2層30-2の材質と異なる材質であってもよい。第1層30-1、第2層30-2、中間層は、電気めっきにより形成される。
図16は、第1層30-1および第2層30-2を含む外層30を積層後の内筒20の断面図である。第1層30-1の内周面は、内筒20の外周面23に接合され、第2層30-2の内周面は、第1層30-1の外周面に接合されている。図16に記載の例では、第1層30-1(最内層)が、銅層(銅合金層を含む)であり、第2層30-2(最外層)が、ニッケル層(ニッケル合金層を含む)である。なお、第1層30-1と第2層30-2との間に、単数または複数の中間層が配置されてもよい。
第1層30-1の内周面(溝24に面する面)と、内筒の側壁22の側面(溝24に面する面)と、底壁21の外面(溝24に面する面)とによって、冷却媒体が通過する冷却流路が構成される。冷却媒体に対する耐食の観点から、第1層30-1(最内層)は、冷却媒体に対する耐食材料によって構成される。第1層30-1は、例えば、耐食材料である銅層(銅合金層を含む)である。換言すれば、第1層30-1は、銅電鋳層である。銅層は、例えば、ニッケル層と比較して、冷却媒体に対する耐食性が高い。
銅層の引っ張り強度(銅層を構成する銅または銅合金の引っ張り強度)は、比較的小さい。このため、銅層によってフープ荷重を支持する場合には、銅層の厚さを厚くする必要がある。銅層の厚さを厚くするためには、電鋳処理の時間を長くすればよい。しかし、電鋳処理時間の増加は、製造コストの上昇を意味する。電鋳処理時間の増加を抑制するために、中間層あるいは第2層として、引っ張り強度が大きな高強度層を配置してもよい。本明細書において、高強度層は、銅の引っ張り強度よりも大きな引っ張り強度を有する材料によって構成される層を意味する。高強度層を配置することにより、第1層30-1である銅層の厚さを薄くすることができる。また、高強度層を配置することにより、外層30全体の厚さを薄くすることができる。外層30全体の厚さが薄くされることにより、電鋳処理時間の増加が抑制される。
高強度層は、例えば、ニッケル層(ニッケル合金層を含む)である。なお、ニッケル層は、LMD処理で用いるレーザー光の反射率が低い低反射率層である。このため、後述のLMD処理の観点から、ニッケル層を、外層30の最外層とするのが好ましい。高強度層であるニッケル層を外層30の最外層とする場合、外層30の全体の厚さを薄くできるとともに、LMD処理が容易になるとの相乗効果を奏する。
外層30が、高強度層を含む場合、第1層30-1である銅層の厚さは、例えば、0.5mm以上4mm以下とすることが可能である。
任意付加的に、第4工程の実施後、第5工程を実施する前に、外層の最外層(第2層30-2)の外周面を表面処理することにより、最外層の外周面を平滑化してもよい。
任意付加的に、第4工程の実施後、第5工程を実施する前に、冷却用の溝24から、充填剤60が除去されてもよい。充填剤60の除去は、例えば、内筒20を加熱して、充填剤60を溶融させることによって行われる。溶融状態の充填剤60は、冷却用の溝24から除去される。なお、充填剤60の除去は、外層30の最外層の外周面の平滑化よりも前に実行されてもよいし、外層30の最外層の外周面の平滑化よりも後に実行されてもよい。図17は、充填剤60が除去された後の燃焼器2の断面図である。
第5工程(S105)は、LMD処理工程である。第5工程は、外層30の最外層(第2層30-2)の外周面上に、高強度層であるLMD層50を積層する工程である。LMD層50の引っ張り強さは、外層30の第1層30-1である銅層の引っ張り強さよりも大きい。図18は、第5工程(S105)であるLMD処理を実行中の状態を示す側面図である。
LMD処理に際して、燃焼器2は、支持装置100によって支持される。燃焼器2は、支持装置100によって、燃焼器2の長手方向中心軸Oまわりに回転自在に支持される。支持装置100は、例えば、基台110および回転体120を備える。基台110は、回転体120を介して、燃焼器2を支持する。回転体120は、適宜の固定機構(例えば、チャック)によって、燃焼器2を保持する。回転体120の回転軸は、燃焼器2の長手方向中心軸Oと一致する。支持装置100は、モータ等の駆動源130を備える。駆動源130の動力により、回転体120は回転する。
LMD処理は、LMD装置200によって実行される。LMD装置200は、LMD装置移動装置300に取り付けられている。LMD装置移動装置300は、少なくとも、燃焼器2の長手方向中心軸Oに沿う方向にLMD装置200を移動させることが可能である。付加的に、LMD装置移動装置300は、燃焼器2の径方向(図18のZ方向)に、LMD装置200を移動させることが可能であってもよい。図18に記載の例では、LMD装置移動装置300は、マニピュレータである。マニピュレータは、例えば、複数のアーム(310-1、310-2、310-3)、および、複数のアーム同士を回転自在に連結する少なくとも1つのピボット(320-1、320-2)を備える。
LMD処理に際して、燃焼器2を長手方向中心軸Oまわりに回転させるとともに、LMD装置200を長手方向中心軸Oに沿う方向に移動させることにより、外層30の外周面上に螺旋状のビード52を形成することが可能である。代替的に、LMD処理に際して、燃焼器2を長手方向中心軸Oまわりに回転させるとともに、LMD装置200の位置を保持することにより、外層30の外周面上に環状ビード(必要であれば、図8の環状ビード52を参照)を形成することが可能である。
代替的に、図19に示されるように、LMD処理に際して、回転体120の位置を固定した状態で、LMD装置200を長手方向中心軸Oに沿う方向に移動させることにより、外層30の外周面上に長手方向中心軸Oに沿う方向の直線状のビード52を形成してもよい。なお、フープ荷重(燃焼器2の周方向に沿う方向の荷重)を支持する観点からは、直線状のビードを形成するよりも、螺旋状のビードまたは環状のビードを形成する方が好ましい。また、LMD装置200を移動させる速さをゼロまたは低速にできる観点から、直線状のビードを形成するよりも、螺旋状のビードまたは環状のビードを形成する方が好ましい。
LMD装置200は、レーザー光210を照射する照射口と、粉体220を噴射する噴射口と、シールドガス230を供給する供給口とを有する。レーザー光210は、粉体220および外層30の表層部分を溶融するエネルギを、粉体220および外層30の表層部分に付与する。粉体220は、LMD層を形成するための原料である。シールドガス230は、溶融材料(換言すれば、粉体220、および、外層30の表層部分が溶融することにより形成された溶融材料)の酸化を抑制するために供給される不活性ガスである。
図20は、LMD装置200の断面図(図18におけるH-H矢視断面図)である。図20に記載の例では、レーザー光を照射する照射口212と、粉体220を噴射する複数の噴射口222とが、同心状に配置されている。図20に記載の例では、複数の噴射口222が、照射口212を囲むように配置されている。照射口212と噴射口222とが同心状に配置されることにより、レーザー光210の照射領域に向けて粉体220が安定的に供給される。その結果、形成されるビードの形状が安定する。
また、図20に記載の例では、粉体220を噴射する複数の噴射口222と、シールドガスを供給する供給口232とが、同心状に配置される。図20に記載の例では、複数の供給口232が、複数の噴射口222を囲むように配置されている。複数の供給口232は、1つの環状の供給口によって代替されてもよい。不活性ガス等のシールドガス(例えば、アルゴンガス)は、レーザー光の照射領域を囲むように、LMD装置200の供給口232から供給される。
LMD装置200は、レーザー光210を、外層30に向けて照射する。レーザー光210は、外層30または外層30の近傍に焦点を結ぶ。レーザー光の波長は、粉体220の材質、外層30の最外層の材質等に応じて選択されてもよい。レーザー光の波長は、例えば、1030nm以上1100nm以下である。LMD装置200は、レーザー光210が照射される領域に向けて、粉体220を噴射する。レーザー光210が照射される領域内に存在する粉体220、および、外層30の表層部分は、レーザー光210のエネルギによって、溶融する。溶融材料(換言すれば、粉体220、および、外層30の表層部分が溶融することにより形成された溶融材料)が凝固することにより、ビード52が形成される。
なお、外層30の最外層(換言すれば、外層30の表層部分)が、銅層である場合には、レーザー光が反射されることによって、最外層へのエネルギの伝達が不十分となるおそれがある。また、外層30の最外層が銅層である場合には、銅層が高熱伝導材料であることに起因して、最外層に伝達されたエネルギがレーザー照射領域外に拡散する。このため、銅を主材料とする燃焼器2の製造工程に、LMD処理を用いることは、困難であると考えられていた。
本実施形態では、外層30の最外層をレーザー低反射率層とすることにより、LMD処理を効果的に実施することが可能である。
LMD層50は、LMD処理によって形成されたビード52の層である。LMD層50は、高強度層である。高強度層は、銅の引っ張り強度よりも大きな引っ張り強度を有する材料によって構成される層を意味する。高強度層であるLMD層50は、例えば、ニッケル基合金層である。ニッケル基合金層は、例えば、インコネル625(なお、「インコネル」は、登録商標である。)、インコネル718(なお、「インコネル」は、登録商標である。)等のニッケル基耐熱合金層である。粉体220を、ニッケル基合金の粉体とすることにより、LMD層50を、ニッケル基合金層とすることが可能である。
LMD層50の主材料(LMD層のうち最も重量含有率の大きな元素)と、レーザー低反射率層の主材料(レーザー低反射率層のうち最も重量含有率の大きな元素)とを同一の材料とすることで、LMD層50における不純物の量を低減することが可能である。すなわち、LMD層50は、粉体220と外層30の表層部分の材料との混合物によって形成される。表層部分を構成するレーザー低反射率層の材質の一部と、粉体220の材質の一部とを一致させることにより、LMD層50における不純物の量を低減することが可能である。その結果、LMD層の強度の低下が抑制される。例えば、レーザー低反射率層をニッケル層とし、粉体220の材質を、ニッケル基合金とすることにより、LMD層50における不純物の量を低減することが可能である。なお、ニッケル層は、レーザー低反射率層であるとともに、高強度層である。
LMD層50を積層する工程は、例えば、複数のLMD層を積層する工程である。図21は、第5工程(S105)であるLMD処理を実行中の状態を示す側面図である。図21は、第1LMD層50-1を外層30上に積層した後、第2LMD層50-2を第1LMD層50-1上に積層中の状態を示す。第2LMD層50-2のビードは、第1LMD層のビードの山部50-Aと山部50-Aの間の谷部50-Bに形成されてもよい。LMD層のビード間の谷部に、次層のLMD層のビード(換言すれば、他のLMD層のビード)を形成することにより、LMD層表面の凸凹(でこぼこ)を小さくすることが可能である。
代替的に、あるいは、付加的に、第2LMD層50-2のビードの幅を、第1LMD層50-1のビードの幅よりも大きくし、第2LMD層50-2のビードの高さを、第1LMD層50-1のビードの高さよりも大きくすることが可能である。第2LMD層50-2の材質は、第1LMD層50-1の材質と実質的に同じである。第2LMD層50-2のビードの大きさを大きくする(換言すれば、ビードの幅および高さを大きくする)ことによって、所定厚のLMD層を形成するのに要する時間を短縮することが可能である。
図22は、LMD処理によってLMD層が形成された後の燃焼器2の断面図である。燃焼器2は、冷却用の溝24を有する内筒20を備える。燃焼器内筒20の外周面上には、内筒20の溝24を覆うように、外層30が配置されている。図22に記載の例では、外層の最内層である第1層30-1は、銅層であり、外層の最外層である第2層30-2は、レーザー低反射率層である。なお、レーザー低反射率層が薄層である時、レーザー低反射率層は、LMD処理時に溶融して、LMD層50と一体化される場合がある。この場合、LMD層が形成された後の燃焼器2において、外層30は、レーザー低反射率層を含まない。
外層30の外周面上には、LMD層50が配置されている。図22に記載の例では、LMD層50は、第1LMD層50-1と第2LMD層50-2とを含む複数の層である。LMD層の層数は、1以上の任意の整数である。なお、1つのLMD層と隣接するLMD層とは、LMD処理により一体化されるため、LMD層が形成された後の燃焼器2において、LMD層の層数が不明となる場合がある。
図23は、LMD処理によってLMD層50が形成された後の燃焼器2の側面図である。図23に記載の例において、燃焼器2の第1端部2-1および第2端部2-2には、LMD層50が適切に形成されていない。燃焼器2の第1端部2-1および第2端部2-2は、切除または平滑化されてもよい。LMD層50は、ビード52の存在によって特徴づけられる。しかし、LMD層50の表面を平滑化処理した場合、ビード52の存在が不明となる場合がある。
実施形態では、燃焼器の外層30の外周面上に、LMD処理によって、高強度層であるLMD層50が積層される。このため、鍛造材によって高強度層を設ける場合と比較して、製造コストおよび製造時間が低減される。また、鍛造材の切削により高強度層を作製する場合と比較して、材料の歩留まりがよい。
また、LMD処理は、局所的にレーザーを照射するものであるため、一般的な溶接処理と比較して、被処理材の熱変形が小さい。また、LMD処理によって、外層30とLMD層50とが、両層の接触面の全体にわたって一体化される。このため、外層からLMD層への荷重の伝達効率が高い。また、LMD層が荷重支持層として機能するため、外層の厚さを薄くすることが可能である。任意付加的に、外層が電鋳処理によって形成される場合には、外層の厚さを薄くすることが可能であることにより、電鋳処理(電気めっき処理)の処理時間を短縮することが可能である。
任意付加的に、外層の一部を、高強度を有する電鋳層とすることによって、外層全体の厚さを薄くすることが可能である。外層全体の厚さを薄くできることにより、電鋳処理(電気めっき処理)の処理時間を短縮することが可能である。
任意付加的に、外層の最外層を、レーザー低反射率層とすることにより、LMD処理が効果的に実行される。
任意付加的に、レーザー低反射率層を高強度層とすることにより、外層の層数を少なくすること、あるいは、外層の厚さを小さくすることが可能である。外層の層数を少なくすることにより、外層を形成する際の製造コストおよび製造時間を低減することができる。外層の厚さを小さくすることにより、外層を形成する際の製造コストおよび製造時間を低減することができる。
本発明は上記各実施形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。また、各実施形態又は変形例で用いられる種々の技術は、技術的矛盾が生じない限り、他の実施形態又は変形例にも適用可能である。
本出願は、2015年1月23日に出願された日本国特許出願第2015-11787号を基礎とする優先権を主張し、当該基礎出願の開示の全てを引用により本出願に取り込む。
Claims (16)
- 冷却用の溝を有する燃焼器内筒を準備する工程と、
前記燃焼器内筒の前記冷却用の溝を覆うように、前記燃焼器内筒の外周面上に外層を設ける工程と、
前記外層の外周面上に、LMD処理によって、LMD層を積層する工程と
を具備する
ロケットエンジンの燃焼器の製造方法。 - 前記燃焼器内筒の外周面上に外層を設ける工程は、
前記燃焼器内筒の外周面上に第1層を積層する工程と、
前記外層の最外層としてレーザー低反射率層を積層する工程と
を含み
前記レーザー低反射率層は、前記第1層と比較して、前記LMD処理で使用するレーザー光の反射率が低い層である
請求項1に記載のロケットエンジンの燃焼器の製造方法。 - 前記レーザー低反射率層の引っ張り強度は、前記第1層の引っ張り強度よりも大きい
請求項2に記載のロケットエンジンの燃焼器の製造方法。 - 前記外層の最外層としてレーザー低反射率層を積層する工程は、電気めっきにより前記レーザー低反射率層を積層する工程である
請求項2又は3に記載のロケットエンジンの燃焼器の製造方法。 - 前記レーザー低反射率層は、ニッケル層である
請求項2乃至4のいずれか一項に記載のロケットエンジンの燃焼器の製造方法。 - 前記レーザー低反射率層の主材料と、前記LMD層の主材料とは、同じ材料である
請求項2乃至5のいずれか一項に記載のロケットエンジンの燃焼器の製造方法。 - 前記燃焼器内筒の外周面上に第1層を積層する工程は、電鋳法により前記燃焼器内筒の外周面上に前記第1層を積層する工程である
請求項2乃至6のいずれか一項に記載のロケットエンジンの燃焼器の製造方法。 - 前記第1層は、銅層である
請求項2乃至7のいずれか一項に記載のロケットエンジンの燃焼器の製造方法。 - 前記LMD層を積層する工程は、
前記外層の外周面上に、LMD処理によって、第1LMD層を積層する工程と、
前記第1LMD層上に第2LMD層を積層する工程と
を備える
請求項1乃至8のいずれか一項に記載のロケットエンジンの燃焼器の製造方法。 - 前記LMD層は、螺旋状ビード、または、環状ビードを含む
請求項1乃至9のいずれか一項に記載のロケットエンジンの燃焼器の製造方法。 - 前記LMD層は、ニッケル基合金層である
請求項1乃至10のいずれか一項に記載のロケットエンジンの燃焼器の製造方法。 - 冷却用の溝を有する燃焼器内筒と、
前記燃焼器内筒の外周面上に、前記燃焼器内筒の前記冷却用の溝を覆うように配置される外層と、
前記外層の外周面上に配置されるLMD層と
を具備する
ロケットエンジンの燃焼器。 - 前記外層は、
前記燃焼器内筒の外周面上に配置される第1層と、
前記LMD層の内周面に接触配置され、前記第1層よりも引っ張り強度の大きな高強度層と
を含む
請求項12に記載のロケットエンジンの燃焼器。 - 前記第1層は、銅層であり、
前記高強度層は、ニッケル層である
請求項13に記載のロケットエンジンの燃焼器。 - 前記高強度層の主材料と、前記LMD層の主材料とは、同じ材料である
請求項13又は14に記載のロケットエンジンの燃焼器。 - 請求項12乃至15のいずれか一項に記載のロケットエンジンの燃焼器を備えたロケットエンジン。
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US15/545,036 US20180281064A1 (en) | 2015-01-23 | 2015-10-29 | Method of manufacturing combustor of rocket engine, combustor of rocket engine and rocket engine |
EP15878891.9A EP3232042B1 (en) | 2015-01-23 | 2015-10-29 | Method for manufacturing combustor of rocket engine, combustor of rocket engine, and rocket engine |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2015011787A JP5823069B1 (ja) | 2015-01-23 | 2015-01-23 | ロケットエンジンの燃焼器の製造方法、ロケットエンジンの燃焼器、および、ロケットエンジン |
JP2015-011787 | 2015-05-28 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
WO2016117202A1 true WO2016117202A1 (ja) | 2016-07-28 |
Family
ID=54696275
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
PCT/JP2015/080612 WO2016117202A1 (ja) | 2015-01-23 | 2015-10-29 | ロケットエンジンの燃焼器の製造方法、ロケットエンジンの燃焼器、および、ロケットエンジン |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20180281064A1 (ja) |
EP (1) | EP3232042B1 (ja) |
JP (1) | JP5823069B1 (ja) |
WO (1) | WO2016117202A1 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3633299A4 (en) * | 2017-05-31 | 2020-06-24 | IHI Aerospace Co., Ltd. | HEAT EXCHANGER AND METHOD FOR THE PRODUCTION THEREOF |
Families Citing this family (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP6528098B2 (ja) * | 2015-07-16 | 2019-06-12 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | ロケット用再生冷却燃焼室の製造方法及びロケット用再生冷却燃焼室 |
WO2020212736A1 (en) * | 2019-04-17 | 2020-10-22 | Arcelormittal | A method for the manufacture of an assembly by laser welding |
WO2020212737A1 (en) * | 2019-04-17 | 2020-10-22 | Arcelormittal | A method for the manufacture of a coated metallic substrate by laser metal deposition |
US11181072B2 (en) | 2019-05-21 | 2021-11-23 | General Electric Company | Monolithic combustor bodies |
JP6892542B1 (ja) * | 2020-08-19 | 2021-06-23 | 株式会社神戸製鋼所 | 造形物の製造方法及び造形物 |
CN112462714B (zh) * | 2020-12-01 | 2021-08-24 | 陕西蓝箭航天技术有限公司 | 航天器推力室双层结构的加工方法 |
CN112846229B (zh) * | 2021-01-04 | 2023-02-17 | 西安航天发动机有限公司 | 一种大尺寸夹层直槽环状构件激光增减材制造方法 |
CN112832928B (zh) * | 2021-03-05 | 2022-04-22 | 中国科学院力学研究所 | 一种用于火箭发动机的等内壁强度的冷却结构设计方法 |
CN114165362A (zh) * | 2021-11-08 | 2022-03-11 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 液体火箭发动机燃烧室复合成形方法 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS6082602A (ja) * | 1983-10-07 | 1985-05-10 | Natl Aerospace Lab | ロケツト燃焼器外筒製作法 |
JPS62250104A (ja) * | 1986-04-22 | 1987-10-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃焼室 |
US5075966A (en) * | 1990-09-04 | 1991-12-31 | General Electric Company | Method for fabricating a hollow component for a rocket engine |
WO2007030038A1 (en) * | 2005-09-06 | 2007-03-15 | Volvo Aero Corporation | An engine wall structure and a method of producing an engine wall structure |
WO2008076006A1 (en) * | 2006-12-18 | 2008-06-26 | Volvo Aero Corporation | A method of joining pieces of metal material and a welding device |
EP2093409A2 (de) * | 2008-02-25 | 2009-08-26 | Deutches Zentrum für Luft- und Ramfahrt e. V. | Düsenerweiterung und Verfahren zur Herstellung einer Düsenerweiterung |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4023005A (en) * | 1975-04-21 | 1977-05-10 | Raytheon Company | Laser welding high reflectivity metals |
JPS6082603A (ja) * | 1983-10-07 | 1985-05-10 | Natl Aerospace Lab | ロケツト燃焼器製作法 |
FR2669966B1 (fr) * | 1990-11-30 | 1993-03-26 | Europ Propulsion | Procede de fabrication de paroi de chambre de combustion, notamment pour moteur-fusee, et chambre de combustion obtenue par ce procede. |
US5098536A (en) * | 1991-02-01 | 1992-03-24 | Beckman Instruments, Inc. | Method of improving signal-to-noise in electropherogram |
US5098526A (en) * | 1991-04-08 | 1992-03-24 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Process for preparation of a seed layer for selective metal deposition |
DE69501555T2 (de) * | 1994-04-29 | 1998-08-20 | United Technologies Corp | Herstellung von rohrwand-raketenbrennkammern mit hilfe von laser-auftragschweissen |
FR2776215B1 (fr) * | 1998-03-20 | 2000-06-16 | Snecma | Procede de fabrication d'un circuit regeneratif a fort flux thermique, notamment pour chambre de combustion de moteur-fusee |
SE512942C2 (sv) * | 1998-10-02 | 2000-06-12 | Volvo Aero Corp | Förfarande för tillverkning av utloppsmunstycken för raketmotorer |
WO2008010748A1 (en) * | 2006-07-19 | 2008-01-24 | Volvo Aero Corporation | Method for manufacturing a wall structure |
DE102007060964A1 (de) * | 2007-12-14 | 2009-06-18 | Sieber Forming Solutions Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von ringförmigen, rotationssymmetrischen Werkstücken aus Metall- und/oder Keramikpulver |
EP2839905A1 (en) * | 2013-08-22 | 2015-02-25 | Astrium GmbH | Manufacturing of components from parts made from different materials, particularly of space transportation components such as combustion chambers for thrusters |
JP6114718B2 (ja) * | 2014-06-17 | 2017-04-12 | 川崎重工業株式会社 | 軸対称体および軸対称製品の製造方法 |
-
2015
- 2015-01-23 JP JP2015011787A patent/JP5823069B1/ja active Active
- 2015-10-29 US US15/545,036 patent/US20180281064A1/en not_active Abandoned
- 2015-10-29 EP EP15878891.9A patent/EP3232042B1/en active Active
- 2015-10-29 WO PCT/JP2015/080612 patent/WO2016117202A1/ja active Application Filing
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS6082602A (ja) * | 1983-10-07 | 1985-05-10 | Natl Aerospace Lab | ロケツト燃焼器外筒製作法 |
JPS62250104A (ja) * | 1986-04-22 | 1987-10-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃焼室 |
US5075966A (en) * | 1990-09-04 | 1991-12-31 | General Electric Company | Method for fabricating a hollow component for a rocket engine |
WO2007030038A1 (en) * | 2005-09-06 | 2007-03-15 | Volvo Aero Corporation | An engine wall structure and a method of producing an engine wall structure |
WO2008076006A1 (en) * | 2006-12-18 | 2008-06-26 | Volvo Aero Corporation | A method of joining pieces of metal material and a welding device |
EP2093409A2 (de) * | 2008-02-25 | 2009-08-26 | Deutches Zentrum für Luft- und Ramfahrt e. V. | Düsenerweiterung und Verfahren zur Herstellung einer Düsenerweiterung |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3633299A4 (en) * | 2017-05-31 | 2020-06-24 | IHI Aerospace Co., Ltd. | HEAT EXCHANGER AND METHOD FOR THE PRODUCTION THEREOF |
US11383326B2 (en) | 2017-05-31 | 2022-07-12 | Ihi Aerospace Co., Ltd. | Heat exchanger and method for manufacturing same |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2016135905A (ja) | 2016-07-28 |
EP3232042B1 (en) | 2019-04-03 |
JP5823069B1 (ja) | 2015-11-25 |
US20180281064A1 (en) | 2018-10-04 |
EP3232042A4 (en) | 2018-01-24 |
EP3232042A1 (en) | 2017-10-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5823069B1 (ja) | ロケットエンジンの燃焼器の製造方法、ロケットエンジンの燃焼器、および、ロケットエンジン | |
CN109759789B (zh) | 液体火箭发动机的推力室耐压夹层制造方法 | |
CN105705296B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的非可熔焊镍铸件的激光粉末沉积焊接返工 | |
JP5943958B2 (ja) | セラミック断熱材料を金属構造体に接合するための構成 | |
WO2021057725A1 (zh) | 一种增材制造方法 | |
JP2005152918A (ja) | 溶接方法 | |
JP7132285B2 (ja) | 誘導加熱コイルの製造方法 | |
JP2013078793A (ja) | 接合方法及び接合部品 | |
JP2019506533A (ja) | 部材を付加製造するための設備のための装置 | |
JP2014205184A (ja) | 重ね溶接継手、燃料噴射弁およびレーザ溶接方法 | |
CA3063987C (en) | Components | |
JP2010196099A (ja) | 三次元形状造形物の製造装置および製造方法 | |
KR20220062373A (ko) | 연속 주조용 주형의 제조 방법 | |
EP0758283B1 (en) | Fabrication of tubular wall thrust chambers for rocket engines using laser powder injection | |
FR2915053A1 (fr) | Procede et dispositif de chauffage de pieces tubulaires ou pleines par induction. | |
WO2018221437A1 (ja) | 熱交換器とその製造方法 | |
WO1995029785A9 (en) | Fabrication of tubular wall thrust chambers for rocket engines using laser powder injection | |
US9427817B2 (en) | Brazing method | |
WO2017094728A1 (ja) | 内燃機関用ピストンおよび内燃機関用ピストンの製造方法 | |
US20220234107A1 (en) | Additive manufacturing method for a metal part | |
US11235408B2 (en) | Method for bonding dissimilar metals to each other | |
FR2622041A1 (fr) | Procede de fabrication d'une cuve d'un reacteur nucleaire a eau legere et cuve de reacteur nucleaire fabriquee par ce procede | |
JP6528098B2 (ja) | ロケット用再生冷却燃焼室の製造方法及びロケット用再生冷却燃焼室 | |
US20080165912A1 (en) | Clad tube for nuclear fuel | |
JP2015110233A (ja) | レーザ溶接方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 15878891 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
REEP | Request for entry into the european phase |
Ref document number: 2015878891 Country of ref document: EP |
|
WWE | Wipo information: entry into national phase |
Ref document number: 15545036 Country of ref document: US |
|
NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |