SE520268C2

SE520268C2 - Liquid fuel rocket engine nozzle member and associated method of manufacture

Info

Publication number: SE520268C2
Application number: SE0100078A
Authority: SE
Inventors: Jan Haeggander; Arne Boman
Original assignee: Volvo Aero Corp
Priority date: 2001-01-11
Filing date: 2001-01-11
Publication date: 2003-06-17
Also published as: SE0100078D0; SE0100078L

Abstract

The nozzle member(10) has an outer load bearing wall structure(14) with multiple tubular cooling channels(11) running from inlet(12) to exit(13) of the nozzle along the inside of the wall(14). A material with a higher thermal conductivity than the wall structure(14) is applied to the inside of the nozzle to link and/or surround the cooling channels(11).

Description

25 30 520 268:@,:;»v,r 2 SAMMANFATTNING AV UPPFINNINGEN Ett syfte med den föreliggande uppfinningen är därför att tillhandahålla en raketmotordel med en reducerad värmebelastning pà den lastbärande väggstrukturen. SUMMARY OF THE INVENTION An object of the present invention is therefore to provide a rocket engine part with a reduced heat load on the load-bearing wall structure.

Detta syfte 'uppnås genonl den uppfinningsenliga, delen, som kännetecknas av att ett material med en högre värmeledningsförmága än. den lastbärande *väggstrukturen har anbringats pà nämnda väggstruktur.This object is achieved by means of the part according to the invention, which is characterized in that a material with a higher thermal conductivity than. the load-bearing * wall structure has been applied to said wall structure.

Som ett resultat av uppfinningen kan en raketmotordel som uppvisar hög tryckkapacitet, en läng fördelaktigt tillverkas, cykellivslängd såväl som ett areaförhällande.As a result of the invention, a rocket engine part having a high pressure capacity, a length can be advantageously manufactured, cycle life as well as an area ratio.

Föredragna utföringsformer av uppfinningen framgàr av de följande beroendekraven.Preferred embodiments of the invention appear from the following dependent claims.

KORT BESKRIVNING AV FIGURERNA Uppfinningen skall beskrivas närmare i det följande, pà ett icke-begränsande sätt med hänvisning till de bifogade ritningarna, varvid FIG 1 är en schematisk sidovy som visar ett raketmunstycke med en uppfinningsenlig väggstruktur, FIG 2 är en partiell tvärsnittsvy utmed linjen A-A i Fig. l, vilken visar ett tvärsnitt av väggstrukturen enligt en första utföringsform av uppfinningen, och FIG 3 är en partiell tvärsnittsvy utmed linjen A-A i Fig. 1, vilken visar kylkanaler vid munstyckets inloppsände enligt en andra utföringsform av uppfinningen. 10 15 20 25 30 520 2es¿;»¿¿ s 3 DETALJERAD BESKRIVNING AV UPPFINNINGEN I Fig l visas en schematisk och nàgot förenklad sidovy som har producerats i av ett utloppsmunstycke 10 enlighet med den föreliggande uppfinningen. Munstycket är avsett för användning i raketmotorer av den typ som utnyttjar flytande bränsle, exempelvis flytande väte. En sàdan raketmotors arbetssätt är tidigare känt i sig och beskrivs därför inte i detalj här. Munstycket 10 kyls med hjälp av ett kylmedel som företrädesvis även används som bränsle i raketmotorn ifräga. Uppfinningen är emellertid inte begränsad till utloppsmunstycken av denna typ, utan kan även användas för raketbrännkammare och i de fall där kylmedlet dumpas efter att ha använts för kylning.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will be described in more detail below, in a non-limiting manner with reference to the accompanying drawings, in which Fig. 1 is a schematic side view showing a rocket nozzle with a wall structure according to the invention, Fig. 2 is a partial cross-sectional view taken along line AA in Fig. 1, which shows a cross-section of the wall structure according to a first embodiment of the invention, and Fig. 3 is a partial cross-sectional view along the line AA in Fig. 1, which shows cooling channels at the inlet end of the nozzle according to a second embodiment of the invention. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Fig. 1 shows a schematic and somewhat simplified side view which has been produced in by an outlet nozzle 10 in accordance with the present invention. The nozzle is intended for use in rocket engines of the type which utilize liquid fuel, for example liquid hydrogen. The operation of such a rocket engine is previously known per se and is therefore not described in detail here. The nozzle 10 is cooled by means of a coolant which is preferably also used as fuel in the rocket engine in question. However, the invention is not limited to outlet nozzles of this type, but can also be used for rocket combustion chambers and in cases where the coolant is dumped after being used for cooling.

Utloppsmunstycket tillverkas med en yttre form som är väsentligen klockformad. Munstycket 10 bildar säledes en symmetriaxel och en rotationskropp som har en tvärsnittsform som varierar i diameter utmed nämnda axel.The outlet nozzle is manufactured with an outer shape which is substantially bell-shaped. The nozzle 10 thus forms a shaft of symmetry and a body of rotation which has a cross-sectional shape which varies in diameter along said shaft.

Munstycksväggen utgörs av en struktur som innefattar ett flertal 11, vilka munstyckets längsaxel fràn. munstyckets inloppsände 12 inbördes intilliggande, rörformiga kylkanaler sträcker sig väsentligen parallellt med till dess utloppsände 13. Strukturens utsida innefattar en kontinuerlig metallplàtsvägg 14. De rörformiga kanalerna ]J_ är krökta i. deras längdriktning för att anpassa sig till munstyckskonturen, de är orienterade axiellt utmed munstycksväggen och i denna position förenas de med metallväggen genom svetsning. Svetsarna utförs företrädesvis via lasersvetsning fràn utsidan.The nozzle wall consists of a structure comprising a plurality of 11, from which the longitudinal axis of the nozzle. the inlet end 12 of the nozzle is adjacent to each other, tubular cooling channels extend substantially parallel to its outlet end 13. The outside of the structure comprises a continuous sheet metal wall 14. The tubular channels 1 J and in this position they are joined to the metal wall by welding. The welds are preferably made via laser welding from the outside.

Detta arrangemang bildar ett läckagetätt munstycke med samtliga fogar pà den kalla sidan av väggstrukturen. 10 15 20 25 30 . . . , v.This arrangement forms a leak-tight nozzle with all the joints on the cold side of the wall structure. 10 15 20 25 30. . . , v.

I' ~ - -- .. . .1 Ii! ' -f . ø , f _ _, ^ ' r ~ . . , . . _; _ ._ =., Kylkanalerna ll i utföringsformen enligt Fig. 2 och 3 utgörs av rör 15 med cirkulära tvärsnitt, vart och ett med en varierande tvärsnittsstorlek. Rören 15 kan vara sömlösa och uppvisa en _mindre tvärsnittsstorlek vid munstyckets inloppsände 12 än vid den motsatta änden.I '~ - - ... .1 Ii! '-f. ø, f _ _, ^ 'r ~. . ,. . _; The cooling ducts 11 in the embodiment according to Figs. 2 and 3 consist of pipes 15 with circular cross-sections, each with a varying cross-sectional size. The tubes 15 may be seamless and have a smaller cross-sectional size at the inlet end 12 of the nozzle than at the opposite end.

Fig. 2 visar ett tvärsnitt av väggstrukturen. Väggens insida har täckts med ett termiskt ledande material 17 för en ökad värmeöverföring fràn metallväggen 14 till rören 15. Detta möjliggör för varje rör 15 att kyla en större del av omkretsen och därmed kan ett bestämt antal rör kyla en större diameter. Samtidigt kan kanalernas Pà detta sätt kan I ett fall där tvärsnittsarea vara relativt liten. kylkanalernas tryckkapacitet vara hög. det ledande materialet, till exempel koppar eller silver, fullkomligt fyller kaviteten, är det möjligt att uppnà mycket höga tryck- och areaförhàllanden.Fig. 2 shows a cross section of the wall structure. The inside of the wall has been covered with a thermally conductive material 17 for an increased heat transfer from the metal wall 14 to the pipes 15. This enables each pipe 15 to cool a larger part of the circumference and thus a certain number of pipes can cool a larger diameter. At the same time, the channels In this way, in a case where the cross-sectional area can be relatively small. the pressure capacity of the cooling ducts must be high. the conductive material, such as copper or silver, completely fills the cavity, it is possible to achieve very high pressure and area ratios.

Processen att anbringa det ledande materialet kan inkludera lödning eller lasersintring. Genom att introducera ett ledande material i utrymmet mellan kylkanalerna är det. möjligt att öka avständet mellan därmed uppnà stora munstycksarea- kanalerna och förhállanden utan att öka kylkanalens tvärsnittsstorlek alltför mycket och bibehålla tryckkapaciteten.The process of applying the conductive material may include soldering or laser sintering. By introducing a conductive material in the space between the cooling ducts, it is. possible to increase the distance between thereby achieving the large nozzle area channels and conditions without increasing the cross-sectional size of the cooling channel too much and maintaining the pressure capacity.

Fig. 3 visar en andra utföringsform av uppfinningen där U-formade profiler 18 utnyttjas istället för de ovan beskrivna cirkulära rören. Profilerna har en varierande tvärsnittsstorlek och en varierande materialtjocklek.Fig. 3 shows a second embodiment of the invention where U-shaped profiles 18 are used instead of the circular tubes described above. The profiles have a varying cross-sectional size and a varying material thickness.

Profilerna tillverkas genom tryckformning av plátremsor.The profiles are manufactured by die-forming sheet metal strips.

Vanligtvis tillverkas profilerna av rostfritt stål och den nödvändiga superlegeringar för att åstadkomma 10 15 20 25 30 520 2eggg;=y¿;;pf 5 hàllfastheten och vara tillverkningstekniskt utförbart.The profiles are usually made of stainless steel and the necessary superalloys in order to achieve the strength and to be technically feasible to manufacture.

Livslängden för de delar av raketelementet som utsätts för en hög termisk belastning förväntas vara làg dä dessa material har en låg värmeöverföringskapacitet_ Enligt uppfinningen räder man bot pà detta genom att använda värmeledningsmaterialet 17 i syfte att reducera den väggyta som exponeras mot flamman. Kanalprofilens yta, som exponeras för värmebelastning ökas också eftersom värmeledningsmaterialet fördelar värmen till en större del av kanalprofilen. Bàda dessa atgärder, tillsammans eller separat, reducerar värmetillförseln per areaenhet av kanalprofilen. I praktiken reduceras värmetillförseln med ungefär 20-30% och denna tillförsel fördelas över en större yta (ungefär 50%) med den visade konfigurationen.The service life of the parts of the rocket element which are subjected to a high thermal load is expected to be low as these materials have a low heat transfer capacity. The surface of the duct profile, which is exposed to heat load, is also increased because the heat conduction material distributes the heat to a larger part of the duct profile. Both of these measures, together or separately, reduce the heat supply per unit area of the duct profile. In practice, the heat supply is reduced by about 20-30% and this supply is distributed over a larger area (about 50%) with the configuration shown.

Variationen i profiltjocklek är anpassad till eller tjockleksfördelningen hos förbättra munstyckets längd. Yt- profilerna kan också modifieras för att kylnings- eller spänningsfördelningen, Värmelednings- materialet 17 är tillräckligt tjockt för att fullkomligt täcka profilerna 18. Även väggsektionens utsida har täckts med ett lager 19 av värmeledningsmaterialet, exempelvis koppar.The variation in profile thickness is adapted to or the thickness distribution of improving the length of the nozzle. The surface profiles can also be modified so that the cooling or voltage distribution. The heat conduction material 17 is thick enough to completely cover the profiles 18. The outside of the wall section has also been covered with a layer 19 of the heat conduction material, for example copper.

Det är möjligt att bygga strukturerna som beskrivs ovan fràn gemensamma material för raketmunstycksrören, sàsom rostfritt stàl och nickelbaserade superlegeringar.It is possible to build the structures described above from common materials for rocket nozzle tubes, such as stainless steel and nickel-based superalloys.

Munstyckets förlängning skulle kunna byggas pá ett mindre kostsamt sätt eftersom värmebelastningen är begränsad. 10 520 268§pg¿; 6 Den rotationssymmetriska ytan hos munstycksstrukturen enligt uppfinningen tillhandahåller styvhet i sig själv och tillàter om nödvändigt fastgöring av förstyvnings- element pà ett enkelt sätt.The extension of the nozzle could be built in a less expensive way because the heat load is limited. 10 520 268§pg¿; The rotationally symmetrical surface of the nozzle structure according to the invention provides rigidity in itself and allows, if necessary, fastening of stiffening elements in a simple manner.

Uppfinningen är inte begränsad till de ovan beskrivna utföringsexemplen, utan en rad modifikationer är tänkbara inom ramen för efterföljande patentkrav.The invention is not limited to the embodiments described above, but a number of modifications are conceivable within the scope of the appended claims.

Exempelvis kan den förbättrade väggstrukturen också appliceras hos externa expansionsmotorer, såsom runda och linjära sà kallade aerospike-motorer.For example, the improved wall structure can also be applied to external expansion motors, such as round and linear so-called aerospike motors.

Claims

10 15 20 25 30 520 268> u. ,. and NEW PATENT REQUIREMENTS

A part (10) which rocket engine part has a (14, 15) to a rocket engine for liquid fuel, load-bearing wall structure comprising a plurality of cooling channels (11), wherein the continuous conductivity (11) of the sheet metal wall (17) or the outside load-bearing wall structure comprises a ( 14), longitudinally, is the sheet metal wall of the wall structure, the cooling channels in them fixed to the structure, and 'wherein. a material with a higher (14, 15) has been applied to the inside of said wall structure characterized by, (17) between the cooling channels that the material has been applied to the sheet metal wall (14) (11) forms a continuous connection between adjacent in such a way that it cooling ducts along the wall and provide an increased heat transfer from the wall to the ducts.

Part according to claim 1, characterized in that the material (17) surrounds the cooling channels (11).

Part according to claim 1 or 2, characterized in, (17) (19) on the wall structure that the material is also positioned as a layer (14, 15) outside.

Part according to any one of claims 1-3, characterized in that (17) the material comprises copper.

Part according to any one of claims 1-3, 10 15 20 25 30 520 268. . . . , u 8 k e n n e t e c k n a d of, that the material (17) comprises silver.

Part according to one of Claims 1 to 5, characterized in that the material (17) has been applied by soldering.

Part according to any one of claims 1-5, characterized in that the material (17) has been applied by laser sintering.

A method of manufacturing a part (10) for a rocket engine for liquid fuel, wherein a plurality of cooling channels (15) in their longitudinal direction are attached to a continuous, outer metal plate wall (14) to form a load-bearing wall structure (14, 15), wherein a material (17) load-bearing wall structure has a higher thermal conductivity than that (l4, l5) with one applied to the inside of said wall structure characterized by, (17) between the cooling channels (14) in such a way that it forms is applied to the metal plate wall (ll) connection that the material a continuous between. adjacent cooling ducts along the wall and provide increased heat transfer from the wall to the ducts.

A method according to claim 8, characterized by, (17) (ll). that the material is applied in such a way that it surrounds the cooling ducts

10. A method according to claim 8 or 9, characterized in that the material (17) is also positioned as a layer (19) on the outside of the wall structure (14, 15).

11. ll. A method according to claim 8, 9 or 10, characterized in that (17) the material is applied by soldering.

Method according to claim 8, 9 or 10, characterized in that the material (17) is applied by laser sintering.