特開2023-24962多孔質の内壁部分を備えたロケットエンジン部分およびロケットエンジン部分を製造する方法
(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】公開特許公報(A)
(11)【公開番号】P2023024962
(43)【公開日】2023-02-21
(54)【発明の名称】多孔質の内壁部分を備えたロケットエンジン部分およびロケットエンジン部分を製造する方法
(51)【国際特許分類】
F02K 9/64 20060101AFI20230214BHJP
B33Y 10/00 20150101ALI20230214BHJP
B33Y 80/00 20150101ALI20230214BHJP
B29C 64/153 20170101ALI20230214BHJP
【ＦＩ】
F02K9/64
B33Y10/00
B33Y80/00
B29C64/153
【審査請求】有
【請求項の数】10
【出願形態】ＯＬ
【外国語出願】
(21)【出願番号】P 2022126312
(22)【出願日】2022-08-08
(31)【優先権主張番号】10 2021 120 637.5
(32)【優先日】2021-08-09
(33)【優先権主張国・地域又は機関】DE
(71)【出願人】
【識別番号】516077644
【氏名又は名称】アリアーネグループ ゲーエムベーハー
(74)【代理人】
【識別番号】100114890
【弁理士】
【氏名又は名称】アインゼル・フェリックス＝ラインハルト
(74)【代理人】
【識別番号】100098501
【弁理士】
【氏名又は名称】森田 拓
(74)【代理人】
【識別番号】100116403
【弁理士】
【氏名又は名称】前川 純一
(74)【代理人】
【識別番号】100134315
【弁理士】
【氏名又は名称】永島 秀郎
(74)【代理人】
【識別番号】100162880
【弁理士】
【氏名又は名称】上島 類
(72)【発明者】
【氏名】ディートマー ヴィートマン
(72)【発明者】
【氏名】ダニエル アイリングハウス
(72)【発明者】
【氏名】ヘンドリク リートマン
(72)【発明者】
【氏名】ファビアン リス
【テーマコード（参考）】
4F213
【Ｆターム（参考）】
4F213AC04
4F213AG03
4F213AG06
4F213AG20
4F213AH16
4F213AH31
4F213WA25
4F213WB01
4F213WL02
(57)【要約】 （修正有）
【課題】ロケットエンジン部分であって、内壁を備えた燃焼室ボディと、内壁の外側に沿って延びる冷却媒体案内通路とを有している、ロケットエンジン部分を説明する。
【解決手段】ロケットエンジン部分（１００）は、内壁（２０１）と一体に形成されて内壁（２０１）に組み込まれており、通路（２１０，２２０）内を案内される冷却媒体を、通路（２１０，２２０）から燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させるように構成された多孔質部分（２５０）を有している。多孔質部分（２５０）の多孔率が、燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させられる冷却媒体の体積流量および／または質量流量を決定する。
【選択図】図１
【解決手段】ロケットエンジン部分（１００）は、内壁（２０１）と一体に形成されて内壁（２０１）に組み込まれており、通路（２１０，２２０）内を案内される冷却媒体を、通路（２１０，２２０）から燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させるように構成された多孔質部分（２５０）を有している。多孔質部分（２５０）の多孔率が、燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させられる冷却媒体の体積流量および／または質量流量を決定する。
【選択図】図１
【特許請求の範囲】
【請求項1】
ロケットエンジン部分（１００）であって、
－内壁（２０１）を備えた燃焼室ボディ（１０５）と、
－前記内壁（２０１）の外側において前記内壁（２０１）に沿って延びる冷却媒体案内通路（２１０，２２０）と
を有している、ロケットエンジン部分（１００）において、
前記ロケットエンジン部分（１００）は、
－前記内壁（２０１）と一体に形成されて該内壁（２０１）に組み込まれており、前記通路（２１０，２２０）内を案内される冷却媒体を、前記通路（２１０，２２０）から前記燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させるように構成された多孔質部分（２５０）をさらに有しており、
前記多孔質部分（２５０）の多孔率が、前記燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させられる前記冷却媒体の体積流量および／または質量流量を決定することを特徴とする、ロケットエンジン部分（１００）。
－内壁（２０１）を備えた燃焼室ボディ（１０５）と、
－前記内壁（２０１）の外側において前記内壁（２０１）に沿って延びる冷却媒体案内通路（２１０，２２０）と
を有している、ロケットエンジン部分（１００）において、
前記ロケットエンジン部分（１００）は、
－前記内壁（２０１）と一体に形成されて該内壁（２０１）に組み込まれており、前記通路（２１０，２２０）内を案内される冷却媒体を、前記通路（２１０，２２０）から前記燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させるように構成された多孔質部分（２５０）をさらに有しており、
前記多孔質部分（２５０）の多孔率が、前記燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させられる前記冷却媒体の体積流量および／または質量流量を決定することを特徴とする、ロケットエンジン部分（１００）。
【請求項2】
前記多孔質部分（２５０）の前記多孔率は、前記燃焼室ボディ（１０５）の軸線方向および／または周方向において変化している、請求項１記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項3】
前記多孔質部分（２５０）は、前記燃焼室ボディ（１０５）の燃焼室スロート（１１０）に配置されている、請求項１または２記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項4】
前記冷却媒体案内通路（２１０，２２０）は、前記燃焼室ボディ（１０５）の前記内壁（２０１）を冷却するための冷却通路（２１０）、または前記燃焼室ボディ（１０５）の前記内壁（２０１）を冷却するための冷却媒体案内グリッド構造体（２１０，２２０）の一部である、請求項１から３までのいずれか１項記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項5】
前記冷却媒体案内通路（２１０，２２０）は、前記多孔質部分（２５０）への前記冷却媒体の供給のみに用いられる専用通路（２２０）である、請求項１から３までのいずれか１項記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項6】
－前記冷却媒体案内通路（２２０）と前記多孔質部分（２５０）とを流体接続する複数の供給導管（２１２，２２２）をさらに有しており、
好適には、前記複数の供給導管（２１２，２２２）の少なくとも一部は、前記複数の供給導管（２１２，２２２）のその他の部分の前記冷却媒体の流量とは異なる前記冷却媒体の流量を有している、請求項１から５までのいずれか１項記載のロケットエンジン部分（１００）。
好適には、前記複数の供給導管（２１２，２２２）の少なくとも一部は、前記複数の供給導管（２１２，２２２）のその他の部分の前記冷却媒体の流量とは異なる前記冷却媒体の流量を有している、請求項１から５までのいずれか１項記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項7】
前記冷却媒体は、ロケット燃料である、請求項１から６までのいずれか１項記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項8】
ロケットエンジン部分（１００）を製造する方法であって、
－燃焼室ボディ（１０５）用の少なくとも１つの基材を準備するステップ（３０５）と、
－前記少なくとも１つの基材から付加製造により、内壁（２０１）と、該内壁（２０１）の外側に配置された少なくとも１つの通路（２１０，２２０）と、前記内壁（２０１）と一体に形成されて該内壁（２０１）に組み込まれた多孔質部分（２５０）とを備えた燃焼室ボディ（１０５）を製造するステップ（３１０）とを含み、
前記製造ステップには、前記通路（２１０，２２０）と、前記燃焼室ボディ（１０５）の内部との間において前記多孔質部分（２５０）を貫通する流体接続部の形成がさらに含まれており、
前記多孔質部分（２５０）の多孔率が、前記通路（２１０，２２０）から前記燃焼室ボディ（１０５）の前記内部へ流れる流体の体積流量および／または質量流量を決定する、
方法。
－燃焼室ボディ（１０５）用の少なくとも１つの基材を準備するステップ（３０５）と、
－前記少なくとも１つの基材から付加製造により、内壁（２０１）と、該内壁（２０１）の外側に配置された少なくとも１つの通路（２１０，２２０）と、前記内壁（２０１）と一体に形成されて該内壁（２０１）に組み込まれた多孔質部分（２５０）とを備えた燃焼室ボディ（１０５）を製造するステップ（３１０）とを含み、
前記製造ステップには、前記通路（２１０，２２０）と、前記燃焼室ボディ（１０５）の内部との間において前記多孔質部分（２５０）を貫通する流体接続部の形成がさらに含まれており、
前記多孔質部分（２５０）の多孔率が、前記通路（２１０，２２０）から前記燃焼室ボディ（１０５）の前記内部へ流れる流体の体積流量および／または質量流量を決定する、
方法。
【請求項9】
前記燃焼室ボディ（１０５）の前記多孔質部分（２５０）の前記製造ステップには、前記内壁（２０１）の少なくとも一部において、流体が透過する構造を形成する所定の領域を前記付加製造中に抜き出すことが含まれている、請求項８記載の方法。
【請求項10】
付加製造による前記燃焼室ボディ（１０５）の前記多孔質部分（２５０）の前記製造ステップには、前記燃焼室ボディ（１０５）の別の部分を製造するためよりもエネルギ導入量を減少させることが含まれている、請求項８記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
本発明は、多孔質の内壁部分を備えたロケットエンジン部分およびロケットエンジン部分を製造する方法に関する。特に本発明は、燃焼室ボディの内壁に多孔質部分を備えたロケットエンジン部分に関し、多孔質部分は、内壁に一体に組み込まれている。さらに本発明は、このようなロケットエンジン部分を付加製造により製造する方法に関する。
【0002】
ロケットエンジンの場合、その燃焼室は、例えばしみ出し冷却により冷却され、これにより、燃焼室を高温ガスから保護する。この場合、ロケットエンジンの燃料成分は大抵、冷却膜が形成される内側の燃焼室壁に案内される。燃料成分を導入するために、燃焼室壁には多孔質構造を有するインレーが設けられていてよい。
【0003】
これに対して独国特許発明第１９９０１４２４号明細書は、穿孔を形成し、穿孔を通って冷却媒体が高温ガス側に流れることができるようにして内壁に蒸発カーテンを形成することを提案している。穿孔に適合する寸法設定により、圧力変動に対する安定化効果が達成され得る。
【0004】
多孔質インレーの場合も穿孔の場合も、これらの製造、すなわち内側の燃焼室壁への取付けもしくは穿孔には極めて時間とコストとがかかる。
【0005】
これに鑑みて本発明の根底を成す課題は、迅速に実現され得かつ低コストにつながるロケットエンジン部分ならびに付随する製造方法を提供することにある。
【0006】
この課題は、請求項１記載の特徴を有するロケットエンジン部分ならびに請求項８記載の特徴を有する方法により解決される。
【0007】
本開示をより良く理解するための第１の態様では、ロケットエンジン部分は、内壁を備えた燃焼室ボディと、内壁の外側において内壁に沿って延びる冷却媒体案内通路とを有している。燃焼室ボディは、その内壁でもって、燃焼室の少なくとも一部を包囲している。燃焼室ボディは、例えば回転対称であってよく、または別の形式で、高温ガス流の良好な流動特性に適合させられていてよい。
【0008】
つまり、燃焼室ボディは、例えば高温ガス流の流れ方向に延びかつ／または回転対称軸線を形成する軸線方向を有している。これに対応して、燃焼室ボディは、例えば軸線方向に対して垂直な平面内に延びる周方向を有していてもよい。これに対応して、半径方向は、軸線方向に対して垂直に延びており、同様に、軸線方向に対して垂直な平面内に延びている。本開示において、「内」および「外」等の用語は、回転対称軸線または中心（のより近く）に位置するもしくは回転対称軸線または中心からさらに遠くに位置する領域または部分に当てはまる。
【0009】
冷却媒体案内通路は、燃焼室ボディの内壁の外側に配置されている。換言すると、通路は、燃焼室ボディの内壁の、燃焼室とは反対の側に配置されている。この場合、通路は、内壁を形成するジャケットの外面に直接に配置されていてもよい。さらに、ジャケットは、通路の一部を確定していてもよい。択一的または少なくとも部分的に、通路は、内壁を形成するジャケットに間接的に配置されていてもよい。直接配置の場合には、ジャケットから直接に熱を吸収することにより、効率的な冷却を行うことができる。間接配置の場合には、ジャケットの冷却の他に、冷却媒体案内通路の最適な経路も考慮され得る。
【0010】
さらに、ロケットエンジン部分は、内壁と一体に形成されて内壁に組み込まれた多孔質部分を有している。つまり、多孔質部分は、内壁と同じ材料から製造されているか、内壁を形成するジャケットにより一貫して製造されている。よって、多孔質部分は別個に製造されてジャケットに挿入されたのではなく、内壁もしくは内壁を形成するジャケットに組み込まれている。このことは特に、さらに詳しく説明するように、付加製造の形態で実現され得る。
【0011】
さらに、多孔質部分は、通路内を案内される冷却媒体を、通路から燃焼室ボディの内部に通流させるように構成されている。換言すると、多孔質部分は、冷却媒体に対して透過性であり、燃焼室と通路との間に流体接続部を形成している。
【0012】
特に、多孔質部分の多孔率が、燃焼室ボディの内部に通流させられる冷却媒体の体積流量および／または質量流量を決定する。多孔率は、一方では内壁の特定の体積部分と、内壁内に含まれる中空空間体積との比率により決定される。この場合、多孔率は、（標準的な）内壁を形成する材料のグロス密度と、多孔質部分の密度との間の比率としても決定され得る。他方では、多孔率は、本開示では多孔質部分の外側から内側への流体透過性によっても決定される。換言すると、多孔率は、多孔質部分の個々の中空空間相互の流体接続部に応じて、例えば同様に適合する体積の比率においても決定される。
【0013】
ロケットエンジン部分のこの特別な形態は、燃焼室ボディの内壁のしみ出し冷却を可能にし、この場合、多孔質部分を、例えば内壁または燃焼室ボディの製造中に廉価かつ迅速に、内壁に組み込むことができる。特に、多孔質材料を別個に製造するための追加的な作業ステップが省かれ、この場合、多孔質材料を、燃焼室の内壁に最初に設けられるべき開口または凹部に挿入する必要がある。さらに、燃焼室の内壁内でのこのようなインレーの固定も省くことができる。それというのも、多孔質部分は、本開示では内壁と一体に形成されており、内壁に組み込まれているからである。同様に、時間とコストとがかかる穿孔（パーフォレーション）も、一切行わずに済む。
【0014】
１つの実施形態では、多孔質部分は、燃焼室ボディの特定の領域に限定されていてもよい。例えば、多孔質部分は、最大熱負荷が予想される場所において内壁に組み込まれていてもよい。よって、多孔質部分は、軸線方向において制限された延在長さを有している。大抵の燃焼室ボディは回転対称であるため、多孔質部分は、周方向において一貫して内壁に組み込まれていてもよい。もちろん、静力学的な理由から、周方向において複数の多孔質部分が配置されていてもよく、この場合、１対の多孔質部分の間にそれぞれ、多孔性を有さない内壁の部分が配置されている。同様に任意には、複数の多孔質部分が内壁に市松模様に組み込まれていてもよい。すなわち、軸線方向においても周方向においても、１対の多孔質部分の間にそれぞれ、多孔性を有さない内壁の部分が配置されている。この場合、互いに対角線方向に配置された多孔質部分は接触し合っていてもよく、多孔性を有さない内壁の部分により互いに離間されていてもよい。
【0015】
１つの実施形態では、多孔質部分の多孔率は、燃焼室ボディの軸線方向および／または周方向において変化していてもよい。これにより、多孔率を燃焼室ボディ内の状況に適合させることが可能であり、これにより、しみ出し冷却に使用される冷却媒体の体積流量および／または質量流量ひいてはしみ出し冷却自体も、燃焼室ボディ内の状況に適合させられる。例えば、燃焼室ボディ内の、より高い温度に晒されている位置には、あまり高い温度に晒されてはいない他の部分よりも多孔率の大きなひいては冷却がより強力な部分が設けられてもよい。
【0016】
多孔率の変化は、部分的に行われてもよく、連続的に変化してもよい。これにより、冷却媒体の体積流量および／または質量流量と、これに付随するしみ出し冷却とを、移行部無しで、燃焼室ボディの熱負荷に適合させることができる。このことは、例えば、燃焼室ボディも連続的にその広がりを（特に半径方向に）変化させる場所において有利であり得る。
【0017】
１つの別の実施形態では、多孔質部分は、燃焼室ボディの燃焼室スロートに配置されていてもよい。燃焼室スロートは、半径方向に見て狭窄部を成している、軸線方向における燃焼室の部分である。狭窄部を通過せざるを得ない高温ガスにより、燃焼室ボディの内壁は特に高い温度ひいては高い熱負荷に晒されている。多孔質部分を配置し、これによりしみ出し冷却を達成することにより、燃焼室ボディの内壁を、これらの高い温度から良好に保護することができる。
【0018】
同様に、多孔質部分は、燃焼室とノズル拡張部との間の移行部に設けられている、ということも可能である。多孔質部分は、燃焼室ボディの複数の領域にわたり延在していてもよい。
【0019】
さらに、多孔質部分の多孔率ひいては達成可能な冷却は、燃焼室ボディの形状に適合させることができる。例えば、多孔率は、半径方向において燃焼室ボディの大きさに反比例するように変化していてもよい。換言すると、多孔率は、燃焼室ボディが半径方向において最小である場所（燃焼室ボディの互いに反対側に位置する内壁が半径方向において最小の距離を有しておりかつ燃焼室スロートを形成している場所）で最大であってよく、燃焼室ボディの幅が半径方向において増大するにつれて減少してよい。これにより、最適な冷却を達成することができるだけでなく、既存の冷却媒体を効率的に利用することもできる（例えば、しみ出し冷却が必ずしも必要ではない場所で、冷却媒体がしみ出し冷却用に過剰に消費されることはない）。
【0020】
１つの別の実施形態では、冷却媒体案内通路は、燃焼室ボディの内壁を冷却するための冷却通路であってよい。例えば、燃焼室ボディは、少なくとも１つの冷却通路を有していてよく、冷却通路は、実質的に軸線方向に延びており、内壁を形成しているジャケットまたはボディの外面に延びており、例えばこの外面の延在部に、半径方向に見て追従している。択一的に、冷却媒体案内通路は、軸線方向に対して斜めに配置されていてもよい。例えば、通路は燃焼室の周りにらせん状に配置されていてもよい。やはり択一的に、冷却媒体案内通路は、冷却媒体案内グリッド構造体の少なくとも一部または同様に配置された、互いに接続された複数の中空空間であってもよい。
【0021】
これらの冷却媒体案内通路はそれぞれ、例えば燃料を燃焼室ヘッドに送るために用いられてもよい。この場合、燃料は、通路を通って燃焼室内の高温ガス流とは反対方向に流れることができ、または、択一的に高温ガス流と同じ方向に流れることができる。燃焼室ボディの冷却に用いられるこの燃料は、（少量が）多孔質部分を介して燃焼室ボディの内部に案内され得、これにより、そこで燃焼室ボディの内壁におけるしみ出し冷却を実行することができる。
【0022】
１つの別の実施形態では、冷却媒体案内通路は、多孔質部分への冷却媒体の供給に用いられる専用通路であってもよい。換言すると、この通路は専ら、多孔質部分に冷却媒体を供給するためだけに設けられている。
【0023】
単に例示的に、この通路は別の冷却通路とは別個に、燃焼室ボディ内にまたは燃焼室ボディに接して配置されていてもよい。択一的または追加的に、この通路は、複数の冷却通路または他の冷却媒体案内通路も別の多孔質部分へ分岐している共通の分配器から分岐していてもよい。
【0024】
１つのさらに別の実施形態では、ロケットエンジン部分はさらに、冷却媒体案内通路と多孔質部分とを流体接続する複数の供給導管を有していてもよい。供給導管は第一に、通路と多孔質部分との間の流体接続に用いられ、これにより、例えば通路と多孔質部分との空間的な隔たりを架橋することができる。このような空間的な隔たりは、燃焼室ボディの外側における通路の所定の経路に起因している場合がある。例えば、燃焼室ボディに沿ってこのような通路が複数設けられている場合、これらの通路は、燃焼室スロートの所では燃焼室のテーパに基づき、燃焼室ボディの、燃焼室スロートよりも大きな半径方向における経路長を有する領域とは異なって延在せざるを得ない。
【0025】
１つの実施形態では、複数の供給導管の少なくとも一部は、複数の供給導管のその他の部分の冷却媒体の流量とは異なる冷却媒体の流量を有することができる。換言すると、供給導管は、通路から多孔質部分（または多孔質部分の一部のみ）への体積流量および／または質量流量の決定にも用いられてよい。これにより、多孔質部分の多孔率に加えて体積流量および／または質量流量が決定されかつ最適化もされ得る。
【0026】
１つの別の実施形態では、冷却媒体は、ロケット燃料であってよい。例えば、冷却媒体は、多孔質部分内でまたは多孔質部分から燃焼室ボディの内部へ流出する際に蒸発し、燃焼室ボディの内壁に冷却膜を形成する極低温燃料であってもよくかつ／または液体燃料であってもよい。択一的に、冷却媒体は別個の冷却媒体、例えば液化ガスおよび／または極低温ガスまたは液体（単に例示的に、ここでは水を挙げておく）等であってもよい。
【0027】
本開示をより良く理解するための１つの別の態様に基づき、ロケットエンジン部分を製造する方法は、燃焼室ボディ用の少なくとも１つの基材を準備するステップと、少なくとも１つの基材から付加製造により、内壁と、内壁の外側に配置された少なくとも１つの通路と、内壁と一体に形成されて内壁に組み込まれた多孔質部分とを備えた燃焼室ボディを製造するステップとを含む。換言すると、製造に際して、燃焼室ボディの内壁と、内壁に加えて外側に配置される（例えば冷却媒体を案内する）通路と、内壁内に形成されて内壁に組み込まれた多孔質部分とが、１回の単独の作業ステップで製造される。
【0028】
これに対して択一的に、製造に際して、燃焼室ボディの内壁と、内壁に組み込まれた多孔質部分とを製造してもよく、この場合、内壁は、外側に配置された通路の一部を形成している。通路のその他の部分は、別の製造ステップにおいて内壁の外面に取り付け、これにより通路を完全なものにすることができる。
【0029】
特に付加製造（３Ｄプリントまたは積層造形法（Additive Layer Manufacturing - ALM）とも呼ばれる）により、燃焼室ボディは層状に、内壁に隣接して配置されるもしくは内壁内に形成されて組み込まれるコンポーネントを備えて製造され得る。これにより、全ての中空空間、例えば通路の内部ならびに多孔質部分を形成する中空空間が、より簡単、より迅速、かつ、より廉価に、任意の形状で製造され得る。インレーの製造および挿入に比べ、この製造形式は多数の製造ステップひいては高価な製造時間を節減する。
【0030】
基材は、粉末状の基材であってよい。同様に、液状の基材を使用することも可能である。両方のケースにおいて、例えばレーザを用いたエネルギ導入により基材を結合させ、固体の構造体を形成することができる。
【0031】
特に、製造にはさらに、通路と、燃焼室ボディの内部との間において多孔質部分を貫通する流体接続部の形成が含まれる。換言すると、燃焼室ボディの内壁の内側から通路の内部まで一貫した中空空間もしくは互いに接続された複数の一連の中空空間が成形される。
【0032】
この場合、（例えば、軸線方向が製造方向でもある場合に軸線方向に見て）このような一貫した中空空間の最小高さは、付加製造法の１つの層の最小限の層厚さにより決定される。同様に、選択された付加製造法の最小限の層厚さは、製造方向に見た、多孔質部分の最小限の高さも決定し得る。製造システムの選択に応じて、多孔質部分の中空空間もしくは固体の構成要素をマイクロメートル範囲で、または、それどころかナノメートル範囲で製造することができる。これにより、燃焼室ボディの内部への、冷却媒体の冷却膜としての極めて良好な導入が実現され得る。特に、冷却媒体の体積流量および／または質量流量は、多孔質部分により極めて微細に調整されかつ決定され得る。
【0033】
特にこの場合、多孔質部分の多孔率が、通路から燃焼室ボディの内部へ流れる流体の体積流量および／または質量流量を決定してもよい。
【0034】
１つの実施形態では、燃焼室ボディの多孔質部分の製造に、内壁の少なくとも一部において、流体が透過する構造を形成する所定の領域を付加製造中に抜き出すことが含まれていてもよい。換言すると、中空空間を形成する多孔質部分の領域、および／または冷却媒体を案内する通路および／または供給導管および／または別の中空空間が付加製造時に抜き出されるので、基材が目の詰んだ構造体を形成するように結合されることはない。例えば、これらの領域において基材にエネルギ導入が行われることはあり得ないため、これらの領域の基材が互いに融合または付着し合うことはない。
【0035】
例えば、多孔質部分の固体の構成要素は、格子状の、例えば一様な構造を有していてもよい。択一的に、多孔質部分の固体の構成要素は、海綿に似た構造を有していてもよく、この場合、海綿の中空空間のうちの少なくともいくつかは、互いに接続されているかまたは少なくとも冷却媒体に関して透過性である。多孔質部分の構造は、多孔質部分の構造により、多孔質部分を通流する冷却媒体の体積流量および／または質量流量が決定されているように選択され得る。
【0036】
１つの別の実施形態では、付加製造による燃焼室ボディの多孔質部分の製造に、燃焼室ボディの別の部分を製造するためよりもエネルギ導入量を減少させることが含まれていてもよい。換言すると、付加製造に際して、燃焼室ボディおよび／または通路の固体の構成要素を製造するためには、基材を結合して静力学的かつ熱的に負荷可能な構造体を形成するように最適化された所定のエネルギ導入量が適用され得る。多孔質部分の多孔率を達成しかつ／または決定するためには、多孔質部分の少なくとも一部において、より少ないエネルギ導入量が選択されてよい。これにより、基材はあまり強力には互いに融合または付着させられず、これにより、比較的緩い枠組が生じることになる。次いで、融合または付着されなかった基材を除去することにより、多孔質部分が残される。
【0037】
本開示をより良く理解するための別の態様に基づき、ロケットエンジンは、第１の態様または第１の態様について説明した実施形態のうちの１つによるロケットエンジン部分を含んでいる。
【0038】
本開示をより良く理解するための１つの別の態様に基づき、第１の態様によるロケットエンジン部分は、ロケットエンジン用の燃焼室を形成している。
【0039】
上述した態様および実施形態はもちろん、それぞれ明確に説明することなしに組み合わせることもできる。よって、説明した実施形態はそれぞれ、各実施形態または既にそれらの組合せに関して任意選択的であると認められる。よって、本開示は個々の構成および変化形の説明した順序または態様および実施形態の特定の組合せに限定はされない。
【0040】
次に、添付の概略図に基づき、本発明の好適な実施形態をより詳しく説明する。
【図面の簡単な説明】
【0041】
【図1】ロケットエンジン部分を概略的に示す断面図である。
【図2】燃焼室ボディを概略的に示す軸線方向横断面図である。
【図3】燃焼室ボディを概略的に示す別の軸線方向横断面図である。
【図4】ロケットエンジン部分を製造する方法を概略的に示すフローチャートである。
【0042】
図１には、ロケットエンジン部分１００の断面図が概略的に示されている。この断面図は、ロケットエンジン部分１００の燃焼室ボディ１０５の回転対称軸線Ｒを通る、回転対称軸線Ｒに対して平行な断面内のロケットエンジン部分１００を示している。この場合、回転対称軸線Ｒは軸線方向に延びている。図示のロケットエンジン部分１００は、例えば燃焼室ボディ１０５の燃焼室スロート１１０を含んでいる。この燃焼室スロート１１０は大抵、燃焼室ボディ１０５の内部空間の最も狭い箇所である。例えば、図１において燃焼室スロート１１０の左側には、燃料成分が導入されて燃焼する燃焼室ヘッドが位置していてもよい（図示せず）。したがって、燃焼しているまたは既に燃焼した燃料成分の放出は、図１において右側に向かって行われ、このとき、燃料成分は燃焼室スロート１１０を通過する。よって燃焼室スロート１１０は、高い熱負荷に晒されることになる。
【0043】
燃焼室ボディ１０５は、内壁２０１と外壁２０２とを有しており、この場合、外壁２０２について詳細には検討しない。特に、内壁２０１を冷却するために、内壁の外側に沿って少なくとも１つの冷却媒体案内通路２１０，２２０が延びている。例えば、通路２１０，２２０を通って冷却媒体が燃焼室ヘッド（図１の左側、図示せず）に流れ、その際に燃焼室ボディ１０５と、特にその内壁２０１とを冷却することができるようになっている。この場合、内壁２０１は、通路２１０，２２０の壁を成していてもよい。
【0044】
特に、負荷される燃焼室スロート１１０の領域には、さらに、多孔質部分２５０が示されている。もちろん、このような多孔質部分２５０は、燃焼室ボディ１０５の他の箇所に配置されてもよく、燃焼室ボディの内壁２０１全体にわたり延在してもよい。このことは、軸線方向にも、（図１の図平面に対して垂直な）半径方向にも当てはまる。さらに、内壁２０１には当然、複数の多孔質部分２５０が設けられていてもよい。
【0045】
多孔質部分２５０は、内壁２０１と一体に形成されており、内壁２０１に組み込まれている。すなわち、多孔質部分２５０を形成する材料は、内壁２０１を形成する材料と同じである。多孔質部分２５０は特に、通路２１０，２２０内を案内される冷却媒体を、通路２１０，２２０から燃焼室ボディ１０５の内部へ案内して通流させるように構成されている。換言すると、多孔質部分２５０は、通路２１０，２２０と（燃焼室の）燃焼室ボディ１０５の内部空間との間に流体接続部を形成している。
【0046】
この場合、中空空間と固形物との間の比率により確定された、多孔質部分２５０の多孔率は、燃焼室ボディ１０５の内部に通流させられる冷却媒体の体積流量および／または質量流量を決定する。多孔率に基づき、冷却媒体は内壁２０１の内側に流入し、そこに冷却膜を形成する。この冷却膜は、内壁２０１の熱負荷される表面に直接、しみ出し冷却をもたらす。
【0047】
図１に示す図から看取され得るように、回転対称軸線Ｒからの内壁２０１の距離は、まさに燃焼室スロート１１０の領域において軸線方向（回転対称軸線Ｒ）に沿って変化している。これに対応して、内壁２０１の熱負荷も変化する。内壁２０１の熱負荷も当然、燃焼室内の燃焼の進行に基づき、軸線方向に変化し得る。
【0048】
この場合、多孔質部分２５０の多孔率は、軸線方向および／または周方向において変化していてもよく、これにより、対応する熱負荷に適合させることができる。例えば、回転対称軸線Ｒまでの距離が最も小さい箇所において、より大きな多孔率が実現されていてもよい。大きな多孔率は、多孔質部分２５０に、より多くのかつ／またはより大きな中空空間が（および中空空間の間のより多くのかつ／またはより大きな接続部も）存在することを意味する。このことは、多孔質部分２５０を通って内壁２０１の内側に到達する冷却媒体の、より大きな体積流量および／または質量流量にも対応する。これにより、内壁２０１の、より顕著な冷却が達成され得る。
【0049】
図２には、燃焼室ボディ１０５の断面図が示されている。特に、軸線方向における断面図（図２の左側）と、燃焼室ボディ１０５の周方向における断面図（図２の右側）とが示されている。図示のロケットエンジン部分１００には、多孔質部分２５０への冷却媒体の供給に用いられる専用通路２２０が示されている。専用通路２２０は冷却媒体を案内し、冷却媒体は、外側から多孔質部分２５０に導入され得る。例えばこのためには、通路２２０を多孔質部分２５０に流体接続する１つまたは複数の供給導管２２２が設けられていてもよい。冷却媒体は、例えばロケットエンジンの燃料であってよい。
【0050】
図２では一部のみが見えているに過ぎない専用通路２２０は、１つまたは複数の供給導管２２２を介して多孔質部分２５０に流体接続された流体案内グリッド構造体の一部であってもよい。
【0051】
１つまたは複数の供給導管２２２を介して、多孔質部分２５０内への冷却媒体の流量も決定され得る。一方では、流量は、多孔質部分２５０の所定の単位面積当たりの供給導管２２２の数により決定され得る。他方では、流量は、供給導管２２２の所定の内径によっても決定され得る。供給導管２２２を相応して選択することにより、多孔質部分２５０の複数の異なる領域に、それぞれ異なる体積流量および／または質量流量の冷却媒体を供給することができる。これにより、例えば、供給導管２２２の一部は、供給導管２２２の別の部分の冷却媒体の流量とは異なる冷却媒体の流量を有することができる。このことは、同様に、内径および／または単位面積当たりの導管２２２の数により規定されていてもよい。いずれにせよ、多孔質部分２５０は軸線方向および／または周方向において異なるしみ出し冷却を生ぜしめることができる。それというのも、多孔質部分２５０の個々の領域に、それぞれ異なる量の冷却媒体が案内されるからである。
【0052】
もちろん、多孔質部分２５０の多孔率が、軸線方向および／または周方向において変化していてもよい。このことは、異なる供給導管２２２に対して追加的にまたは択一的に実現されていてもよい。
【0053】
図２に示すように、ロケットエンジン部分１００は、任意には冷却通路２１０を有している。冷却通路２１０は通路２２０と同様に、内壁２０１の外側に沿って配置されている。通路２２０とは異なり、冷却通路２１０は通路２２０から独立して延びており、（通路２２０内のものと同じかまたは別の）冷却媒体を、例えば燃焼室ヘッド（図示せず）に案内する。両方のケースにおいて、内壁２０１を冷却するための冷却媒体が使用される。それというのも、通路２１０，２２０内の冷却媒体は、（冷却媒体が多孔質部分２５０内に導入されるか否かに関係なく、）内壁２０１の熱を吸収するからである。
【0054】
図３にも同様に、図２に示した断面図に対応するロケットエンジン部分１００の断面図が示されている。ここに示すロケットエンジン部分１００において、冷却媒体を案内する通路は、少なくとも図示の領域において燃焼室ボディ１０５の実質的に軸線方向に延びる、燃焼室ボディ１０５の内壁２０１を冷却するために設けられた冷却通路２１０である。図３では一部のみが見えているに過ぎない冷却通路２１０は、多孔質部分２５０に流体接続された流体案内グリッド構造体の一部であってもよい。
【0055】
図２に示した構成に比べ、ここでは専用通路２２０が不要であることから、ロケットエンジン部分１００は、より簡単に製造され得る。他方では、図２に示した構成の場合には、多孔質部分２５０におけるしみ出し冷却のための体積流量および／または質量流量が、通路２１０内の冷却媒体流に依存せずに制御され得る。例えば、冷却通路２１０は、図２ではロケットエンジンにロケット燃料を供給するために使用されてよく、ロケット燃料の体積流量および／または質量流量は、場合により、多孔質部分２５０における冷却用のものとは異なるように制御する必要がある。
【0056】
【0057】
択一的に、多孔質部分２５０は、通路２１０の側壁と一体に形成され、通路２１０に組み込まれていてもよい。換言すると、別個に製造される供給導管２１２は省かれてもよい。例えば、内壁２０１が、冷却通路２１０を少なくとも部分的に画定していてもよい。これにより、多孔質部分２５０の中空空間が、通路２１０の内部空間（内腔）を燃焼室（燃焼室ボディ１０５の内側）に接続することになる。多孔率を対応して選択することにより、内壁２０１のしみ出し冷却を変化させ、燃焼室ボディ１０５内の状況に応じて決定することができる。
【0058】
図４には、ロケットエンジン部分１００を製造する方法のフローチャートが概略的に示されている。第１のステップ３０５において、燃焼室ボディ１０５用の少なくとも１つの基材を準備する。少なくとも１つの基材は、例えば金属、金属合金またはセラミックであってよい。特に基材は、粉末状または液状で準備され、点状のエネルギ導入により互いに溶融または付着し合うように構成されていてもよい。
【0059】
別のステップ３１０において、付加製造により、例えば準備した基材への点状のエネルギ導入により、内壁２０１と、内壁２０１の外側に配置された少なくとも１つの通路２１０，２２０と、内壁２０１と一体に形成されて内壁２０１に組み込まれた多孔質部分２５０とを備えた燃焼室ボディ１０５を製造する。特に、多孔質部分２５０の製造に際して、通路２１０，２２０と、燃焼室ボディ１０５の内部との間に、多孔質部分２５０を貫通する流体接続部が製造され得る。
【0060】
このことは、例えば、多孔質部分２５０の中空空間を形成する所定の領域を抜き出すことにより行われてもよい。換言すると、基材を、中空空間の周りの領域においてのみ硬化させ、中空空間を流体が透過する構造を形成する構造体になるように成形する。
【0061】
これに対して択一的に、エネルギ導入は、これが燃焼室ボディの別の部分の製造に必要とされた場合には、付加製造中に減少されてもよい。より少ないエネルギ導入に基づき、基材は互いにあまり強力には結合されず、その結果、多孔質構造が生じる。次いで、互いに結合されていない基材を除去することにより、多孔質部分２５０を形成する枠組が残される。
【0062】
ここに説明した実施形態は、単に例示的であるに過ぎず、本発明の説明にのみ用いられる。
【図1】
【図2】
【図3】
【図4】
【手続補正書】
【提出日】2022-08-08
【手続補正1】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項1】
ロケットエンジン部分（１００）であって、
－内壁（２０１）を備えた燃焼室ボディ（１０５）と、
－前記内壁（２０１）の外側において前記内壁（２０１）に沿って延びる冷却媒体案内通路（２１０，２２０）と
を有している、ロケットエンジン部分（１００）において、
前記ロケットエンジン部分（１００）は、
－前記内壁（２０１）と一体に形成されて該内壁（２０１）に組み込まれており、前記通路（２１０，２２０）内を案内される冷却媒体を、前記通路（２１０，２２０）から前記燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させるように構成された多孔質部分（２５０）をさらに有しており、
前記多孔質部分（２５０）の多孔率が、前記燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させられる前記冷却媒体の体積流量および／または質量流量を決定することを特徴とする、ロケットエンジン部分（１００）。
－内壁（２０１）を備えた燃焼室ボディ（１０５）と、
－前記内壁（２０１）の外側において前記内壁（２０１）に沿って延びる冷却媒体案内通路（２１０，２２０）と
を有している、ロケットエンジン部分（１００）において、
前記ロケットエンジン部分（１００）は、
－前記内壁（２０１）と一体に形成されて該内壁（２０１）に組み込まれており、前記通路（２１０，２２０）内を案内される冷却媒体を、前記通路（２１０，２２０）から前記燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させるように構成された多孔質部分（２５０）をさらに有しており、
前記多孔質部分（２５０）の多孔率が、前記燃焼室ボディ（１０５）の内部に通流させられる前記冷却媒体の体積流量および／または質量流量を決定することを特徴とする、ロケットエンジン部分（１００）。
【請求項2】
前記多孔質部分（２５０）の前記多孔率は、前記燃焼室ボディ（１０５）の軸線方向および／または周方向において変化している、請求項１記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項3】
前記多孔質部分（２５０）は、前記燃焼室ボディ（１０５）の燃焼室スロート（１１０）に配置されている、請求項１または２記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項4】
前記冷却媒体案内通路（２１０，２２０）は、前記燃焼室ボディ（１０５）の前記内壁（２０１）を冷却するための冷却通路（２１０）、または前記燃焼室ボディ（１０５）の前記内壁（２０１）を冷却するための冷却媒体案内グリッド構造体（２１０，２２０）の一部である、請求項１または２記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項5】
前記冷却媒体案内通路（２１０，２２０）は、前記多孔質部分（２５０）への前記冷却媒体の供給のみに用いられる専用通路（２２０）である、請求項１または２記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項6】
－前記冷却媒体案内通路（２２０）と前記多孔質部分（２５０）とを流体接続する複数の供給導管（２１２，２２２）をさらに有しており、
好適には、前記複数の供給導管（２１２，２２２）の少なくとも一部は、前記複数の供給導管（２１２，２２２）のその他の部分の前記冷却媒体の流量とは異なる前記冷却媒体の流量を有している、請求項１または２記載のロケットエンジン部分（１００）。
好適には、前記複数の供給導管（２１２，２２２）の少なくとも一部は、前記複数の供給導管（２１２，２２２）のその他の部分の前記冷却媒体の流量とは異なる前記冷却媒体の流量を有している、請求項１または２記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項7】
前記冷却媒体は、ロケット燃料である、請求項１または２記載のロケットエンジン部分（１００）。
【請求項8】
ロケットエンジン部分（１００）を製造する方法であって、
－燃焼室ボディ（１０５）用の少なくとも１つの基材を準備するステップ（３０５）と、
－前記少なくとも１つの基材から付加製造により、内壁（２０１）と、該内壁（２０１）の外側に配置された少なくとも１つの通路（２１０，２２０）と、前記内壁（２０１）と一体に形成されて該内壁（２０１）に組み込まれた多孔質部分（２５０）とを備えた燃焼室ボディ（１０５）を製造するステップ（３１０）とを含み、
前記製造ステップには、前記通路（２１０，２２０）と、前記燃焼室ボディ（１０５）の内部との間において前記多孔質部分（２５０）を貫通する流体接続部の形成がさらに含まれており、
前記多孔質部分（２５０）の多孔率が、前記通路（２１０，２２０）から前記燃焼室ボディ（１０５）の前記内部へ流れる流体の体積流量および／または質量流量を決定する、
方法。
－燃焼室ボディ（１０５）用の少なくとも１つの基材を準備するステップ（３０５）と、
－前記少なくとも１つの基材から付加製造により、内壁（２０１）と、該内壁（２０１）の外側に配置された少なくとも１つの通路（２１０，２２０）と、前記内壁（２０１）と一体に形成されて該内壁（２０１）に組み込まれた多孔質部分（２５０）とを備えた燃焼室ボディ（１０５）を製造するステップ（３１０）とを含み、
前記製造ステップには、前記通路（２１０，２２０）と、前記燃焼室ボディ（１０５）の内部との間において前記多孔質部分（２５０）を貫通する流体接続部の形成がさらに含まれており、
前記多孔質部分（２５０）の多孔率が、前記通路（２１０，２２０）から前記燃焼室ボディ（１０５）の前記内部へ流れる流体の体積流量および／または質量流量を決定する、
方法。
【請求項9】
前記燃焼室ボディ（１０５）の前記多孔質部分（２５０）の前記製造ステップには、前記内壁（２０１）の少なくとも一部において、流体が透過する構造を形成する所定の領域を前記付加製造中に抜き出すことが含まれている、請求項８記載の方法。
【請求項10】
付加製造による前記燃焼室ボディ（１０５）の前記多孔質部分（２５０）の前記製造ステップには、前記燃焼室ボディ（１０５）の別の部分を製造するためよりもエネルギ導入量を減少させることが含まれている、請求項８記載の方法。
【外国語明細書】