DE4015204C1 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE4015204C1 DE4015204C1 DE4015204A DE4015204A DE4015204C1 DE 4015204 C1 DE4015204 C1 DE 4015204C1 DE 4015204 A DE4015204 A DE 4015204A DE 4015204 A DE4015204 A DE 4015204A DE 4015204 C1 DE4015204 C1 DE 4015204C1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- jacket
- nozzle
- intermediate layer
- support
- inner jacket
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 14
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 7
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims description 4
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 claims description 3
- ATJFFYVFTNAWJD-UHFFFAOYSA-N Tin Chemical compound [Sn] ATJFFYVFTNAWJD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 229910052797 bismuth Inorganic materials 0.000 claims description 2
- JCXGWMGPZLAOME-UHFFFAOYSA-N bismuth atom Chemical compound [Bi] JCXGWMGPZLAOME-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 239000004033 plastic Substances 0.000 claims description 2
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 claims description 2
- 239000010410 layer Substances 0.000 claims 6
- 239000000543 intermediate Substances 0.000 claims 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims 2
- 239000011229 interlayer Substances 0.000 claims 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 8
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 7
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 7
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 2
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000007711 solidification Methods 0.000 description 2
- 230000008023 solidification Effects 0.000 description 2
- 229910001152 Bi alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910000925 Cd alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000881 Cu alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 1
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000036316 preload Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- NQLVQOSNDJXLKG-UHFFFAOYSA-N prosulfocarb Chemical compound CCCN(CCC)C(=O)SCC1=CC=CC=C1 NQLVQOSNDJXLKG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 229910000597 tin-copper alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012549 training Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49346—Rocket or jet device making
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49826—Assembling or joining
- Y10T29/49893—Peripheral joining of opposed mirror image parts to form a hollow body
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/4998—Combined manufacture including applying or shaping of fluent material
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft eine Schubdüse für ein Flugtriebwerk, die
einen inneren, mit einer Anzahl Kühlkanälen durchsetzten Mantel aus
wärmeleitendem Werkstoff, einen äußeren, den inneren Mantel um
gebenden festen Stützmantel und eine dazwischenliegende Zwischen
schicht aufweist.
Die bisher bekannten Schubdüsen, wie auch aus der DE 35 35 779 C1
bekannt, die beispielsweise in Raketentriebwerken für Trägerraketen
oder im Space Shuttle eingesetzt werden, weisen eine rotations
symmetrische Kontur auf. Insbesondere verjüngt sich der kreisförmige
Querschnitt von der Brennkammer in Richtung des Engquerschnittes, um
sich anschließend wieder zu erweitern. Eine derartige rotations
symmetrische Kontur ist fertigungstechnisch einfach und ermöglicht
eine effektive Aufnahme der Gaskräfte.
Wegen der hohen Temperatur von ca. 3000°C muß jedoch die Schubdüse
wirkungsvoll gekühlt werden. Dies geschieht durch die gattungsgemäße
Ausbildung der Schubdüse, die normalerweise aus einem inneren Mantel
aus einer Kupferlegierung besteht, in den in Umfangsrichtung oder in
Axialrichtung Kühlkanäle eingelassen sind. Diese Kühlkanäle werden
von einem Kühlmedium, vorzugsweise dem in der Schubdüse zu ver
brennenden flüssigen Wasserstoff gekühlt. Außen ist dieser innere
Mantel von einem Stützmantel fugenlos umgeben, der die Gasdruckkräfte
aufnimmt. Dieser Stützmantel sollte möglichst hohe Zugfestigkeit auf
weisen, während wegen der innen angeordneten Kühlung die Wärmefestig
keit nicht von großer Bedeutung ist.
Es sind Bestrebungen zur Entwicklung von sogenannten Hyperschallflug
zeugen im Gange, die ebenfalls eine gattungsgemäße Schubdüse auf
weisen. Das Problem bei Schubdüsen für derartige Flugzeuge ist der
erforderliche hohe Wirkungsgrad bei der Schuberzeugung, wobei mehrere
Triebwerke nebeneinander angeordnet sein sollen. Zur Erreichung
dieser Forderungen werden Schubdüsen vorgeschlagen, deren Quer
schnittskontur von rundem Querschnitt im Bereich der Brennkammer zu
rechteckigem Querschnitt im Bereich des Düsenaustritts oder sogar des
Düsenengquerschnitts übergeht.
Dies wiederum bedeutet, daß die Düsenwandung eine kompliziert ge
krümmte Gestalt annehmen muß. Einerseits muß der relativ weiche in
nere Mantel eine formgenaue Innenkontur aufweisen, um eine optimale
Durchströmung zu erzielen, andererseits muß der Stützmantel aus Fe
stigkeitsgründen so formsteif sein, daß eine Anpassung an die Form
des inneren Mantels nicht möglich ist. Die Herstellung der beiden
Mäntel mit eimer derart hohen Formgenauigkeit ist bei der kom
plizierten Geometrie jedoch fertigungsbedingt sehr aufwendig.
Trotzdem kann nicht mit Sicherheit ausgeschlossen werden, daß nicht
nach dem Zusammenfügen der beiden Mäntel Hohlräume verbleiben, die im
Betrieb zu Verformungen und Rissen und somit zum Ausfall führen kön
nen.
Auch das aus dem Abstract JP 61-58 957 bekannte Ver
fahren, bei welchem auf einen inneren Mantel eine Zwischenschicht zur
Abdeckung der Kühlkanäle galvanisch aufgetragen wird und anschließend
ein äußerer Zylinder angebracht wird, gibt keinen Hinweis zur Ver
meidung dieser Gefahren.
Hiervon ausgehend ist es Aufgabe der Erfindung, eine gattungsgemäße
Schubdüse und ein Verfahren zur Herstellung einer derartigen Schubdü
se anzugeben, die unter geringem Fertigungsaufwand eine Düsenwandung
mit großer Formgenauigkeit ermöglicht, wobei gleichzeitig sicherge
stellt ist, daß zwischen den beiden Mänteln keine Hohlräume ver
bleiben.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die im Patentanspruch 1 und
7 angegebenen Merkmale gelöst.
Die wesentlichen Vorteile der Erfindung sind darin zu sehen, daß die
Fertigungstoleranz des inneren Mantels und des Stützmantels ausgegli
chen werden können. Statt beide Konturen des inneren Mantels und die
Innenkontur des Stützmantels unter hohem Aufwand mit einer hohen
Formgenauigkeit zu fertigen und ferner das Zusammensetzen dieser
Mäntel mit großem Prüfaufwand zu überwachen, muß nur noch die Innen
kontur des inneren Mantels formgenau gefertigt werden. Hinsichtlich
der anderen Konturen sind vorteilhafterweise sehr geringe Anforderun
gen ausreichend. Ferner ist von Vorteil, daß die Oberflächengüte
aller Flächen bis auf die Düseninnenfläche die herkömmlicherweise
ebenfalls erheblichen Bearbeitungsaufwand erfordern, ohne Einfluß
ist.
Schließlich können Sensoren wie Temperatur- und Druckmeßsonden in den
Düsenmantel ohne Schwächung des Stützmantels dadurch eingebracht
werden, daß diese in die Zwischenschicht eingegossen werden. Es kön
nen mit geringem Aufwand alle Zwischenräume zwischen inneren und
Stützmantel einschließlich von Hinterschnitten vollständig ausgefüllt
werden.
Die gesamte Mantelfläche wird vom Stützmantel maßgenau abgestützt,
wobei gezielte Eigenschaften des Mantels durch Wahl eines geeigneten
Werkstoffes für die Zwischenschicht erzeugt werden können. So ist es
möglich, eine erhöhte Duktilität oder eine Vorspannung zu erzeugen,
wenn insbesondere ein Werkstoff gewählt wird, der sich beim Erstarren
gezielt ausdehnt.
Vorzugsweise besteht die Zwischenschicht aus einer Metallegierung,
insbesondere aus einer Legierung, die Wismut und/oder Zinn als Haupt
bestandteil hat. Diese Legierungen haben relativ niedrige Schmelz
punkte und ermöglichen so ein Eingießen unter relativ geringem Auf
wand. Da die Wasserstoffkühlung einen sehr hohen Kühleffekt bewirkt,
können die Temperaturen im Bereich der Zwischenschicht sehr niedrig
gehalten werden, so daß ein Aufschmelzen im Betrieb nicht droht.
Beispielsweise können Zinn-Kupferlegierungen eingesetzt werden, die
einen Schmelzpunkt im Bereich von 220°C aufweisen. Wismutlegierungen
haben einen noch niedrigeren Schmelzpunkt. Alternativ kann durch
Verwendung von Kadmiumlegierungen ein höherer Schmelzpunkt im Bereich
von ca. 300°C eingestellt werden. Selbstverständlich ist auch die
Verwendung höher schmelzender Metalle, beispielsweise von Kupfer
ebenfalls möglich, wenngleich in diesem Fall erhöhte Vorsorge gegen
Wärmeverzug der beiden Mäntel beim Eingießen getroffen werden muß. Je
nach Wahl der in der Legierung enthaltenen Komponenten kann ein defi
niertes Erstarrungsverhalten, d. h. Ausdehnung zur Erzeugung einer
bestimmten Vorspannung oder Dehnungsfreiheit zur Erzielung einer
spannungsfreien Anordnung eingestellt werden.
Alternativ ist es auch möglich, die Zwischenschicht aus anderen
Werkstoffen zu fertigen, z. B. aus einer Keramikmasse in Form von
neutralisierter Kieselsäure. Schließlich ist auch die Verwendung von
Kunststoffen für die Zwischenschicht vorteilhaft, z. B. von tempera
turbeständigen Zwei-Komponentenkleber.
In vorteilhafter Weiterbildung der Erfindung weist die Zwischen
schicht eine Dicke von 0,5-5 mm, vorzugsweise ca. 1 mm auf. Dadurch ist
eine gute Eingießbarkeit des Zwischenschichtwerkstoffes bei niedrigem
Materialverbrauch gewährleistet.
Ein weiterer mit der Erfindung verbundener Vorteil besteht darin, daß
die Zwischenschicht durch Ausschmelzen entfernt werden kann, und der
innere Mantel ausgetauscht werden kann, ohne den Stützmantel zu ver
ändern.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand einer bevorzugten Ausführungs
form in der Zeichnung weiter erläutert.
Dabei zeigt:
Fig. 1 einen Längsschnitt durch eine Schubdüse,
Fig. 2 einen Ausschnitt eines Düsenmantels, und
Fig. 3 einen anderen Ausschnitt des Düsennmantels.
Die Fig. 1 zeigt einen Längsschnitt durch eine erfindungsgemäße
Schubdüse 1, die im wesentlichen aus zwei Halbschalen eines Düsen
mantels 2a und 2b aufgebaut ist, die in nicht gezeigter Weise mitein
ander verschraubt sind. Der Düsenkanal 3 geht von rundem Querschnitt
im Bereich 3a, welches der Brennkammerbereich ist, im Übergangs
abschnitt 4 bis zum Bereich 3b in rechteckigen Querschnitt über. Die
Querschnitte sind durch die strichpunktierten Linien angedeutet. Im
Engquerschnitt 3c der Düse liegt ebenfalls rechteckige Kontur vor.
Der Bereich 3d stellt den Expansionsbereich der Schubdüse 1 dar, in
dem ebenfalls rechteckiger Querschnitt vorliegt.
Wenngleich die vorliegende Erfindung anhand der in Fig. 1 darge
stellte Schubdüse 1 erläutert wird, ist selbstverständlich auch eine
Abwandlung auf Düsen mit anderen Querschnitten wie tonnenförmigen,
oder ovalen Querschnitten durchführbar, ohne den Bereich der Erfin
dung zu verlassen.
Die beiden Halbschalen des Düsenmantels 2a und 2b bestehen im
wesentlichen aus einem inneren Mantel 5, der von Kühlkanälen durch
zogen ist, und aus einem Stützmantel 6, der den inneren Mantel 5
umschließt. Zwischen beiden Mänteln 5 und 6 ist eine relativ dünne,
schwarz gezeichnete Zwischenschicht 7 vorgesehen, die eingegossen
worden ist.
Fig. 2 zeigt einen Schnitt durch den Düsenmantel 2a entlang der Linie
II-II gemäß Fig. 1, wo der Düsenmantel 2a noch runden Querschnitt
aufweist. Dieser umfaßt, wie bereits erwähnt, den inneren Mantel 5,
der aus einem Werkstoff hoher Wärmeleitfähigkeit besteht. In den
inneren Mantel 5 sind regelmäßig beabstandete, in Düsenlängsrichtung
sich erstreckende Nuten 8 eingelassen, zwischen denen Stützstege 9
verbleiben. Diese von radial außen in den inneren Mantel 5 einge
lassenen Nuten 8 bilden die Kühlkanäle 8 dadurch, daß der innere
Mantel 7 von einem dünnen Deckmantel 10 umschlossen ist, der an die
sem bzw. an den Stützstegen 9 angelötet, geschweißt oder galvanisch
angebracht ist, so daß die Kühlkanäle 8 in sich geschlossen sind.
Vorzugsweise besteht der Deckmantel 10 aus dem gleichen Werkstoff wie
der innere Mantel 5. Außen ist der relativ dicke Stützmantel 6 ange
ordnet, wobei zwischen dem inneren Mantel 5, genauer gesagt zwischen
dem Deckmantel 10 und dem Stützmantel 6, ein ca. 1 bis 2 mm breiter
Spalt verbleibt. Dieser Spalt ist mit einer gegossenen, druckfesten
Zwischenschicht 7 vollständig ausgefüllt.
Fig. 3 zeigt einen Schnitt entlang der Linie III-III gemäß Fig. 1.
Der einzige Unterschied zu Fig. 2 besteht darin, daß im Bereich des
Schnittes gemäß Fig. 3 der Düsenmantel 2a rechteckigen Querschnitt
hat, so daß der dargestellte Ausschnitt geradlinig verläuft.
Die erfindungsgemäße Schubdüse 1 wird dadurch hergestellt, daß ein
innerer Mantel 5 aus wärmeleitendem Werkstoff mit Kühlkanälen 8 ver
sehen, und in die vorgesehene Endkontur geformt wird, und ein Stütz
mantel 6 mit angepaßter Form unter Einhaltung eines Spaltes zwischen
beiden Mänteln 5 und 6 angebracht ist, und anschließend der Spalt
ausgegossen wird. Das Einarbeiten der Kühlkanäle kann beispielsweise
mittels Fräsen erfolgen.
Das Eingießverfahren ist dadurch gekennzeichnet, daß die Teile, also
der innere Mantel 5 und der Stützmantel 6 auf die Gießtemperatur des
einzugießenden Werkstoffes erwärmt wird, und anschließend die Aus
gießmasse unter Druck im Vakuum eingebracht wird. Vorzugsweise wird
dabei unter Vibration gegossen, um alle Hohlräume sicher auszufüllen.
Claims (7)
1. Schubdüse für ein Flugtriebwerk, die einen inneren, mit einer
Anzahl Kühlkanälen durchsetzten Mantel aus wärmeleitenden Werk
stoff, einem äußeren, den inneren Mantel umgebenden festen Stütz
mantel und eine dazwischen liegende Zwischenschicht aufweist,
dadurch gekennzeichnet, daß der innere Mantel (5) mit dem Stütz
mantel (6) über eine eingegossene Zwischenschicht (7) auswechsel
bar verbunden ist.
2. Schubdüse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Zwi
schenschicht (7) aus einer Metallegierung besteht.
3. Schubdüse nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Metall
legierung Wismut und/oder Zinn als Hauptbestandteil(e) hat.
4. Schubdüse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die
Zwischenschicht (7) aus einer Kunststoffmasse besteht.
5. Schubdüse nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Zwischenschicht (7) eine Schichtdicke von
0,5-5 mm, vorzugsweise ca. 1 mm aufweist.
6. Schubdüse nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekenn
zeichnet, daß in die Zwischenschicht (7) Sensoren für die Messung
von Düsenmeßdaten wie der Temperatur eingelassen sind.
7. Verfahren zur Herstellung einer Wandung einer Schubdüse, nach
Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß ein innerer Mantel (5) aus
wärmeleitendem Werkstoff mit Kühlkanälen (8) versehen, und in die
vorgesehene Endkontur geformt wird, und ein Stützmantel (6) mit
angepaßter Form unter Einhaltung eines Spaltes zwischen beiden
Mänteln (5, 6) angebracht ist, und anschließend der Spalt ausge
gossen wird.
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE4015204A DE4015204C1 (de) | 1990-05-11 | 1990-05-11 | |
FR9104713A FR2661950B1 (fr) | 1990-05-11 | 1991-04-17 | Tuyere de poussee pour un propulseur d'avion et procede pour sa mise en óoeuvre. |
US07/691,417 US5154352A (en) | 1990-05-11 | 1991-04-25 | Propelling nozzle for an aircraft engine |
GB9110174A GB2249141B (en) | 1990-05-11 | 1991-05-10 | A thrust nozzle wall |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE4015204A DE4015204C1 (de) | 1990-05-11 | 1990-05-11 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4015204C1 true DE4015204C1 (de) | 1991-10-17 |
Family
ID=6406223
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE4015204A Expired - Lifetime DE4015204C1 (de) | 1990-05-11 | 1990-05-11 |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5154352A (de) |
DE (1) | DE4015204C1 (de) |
FR (1) | FR2661950B1 (de) |
GB (1) | GB2249141B (de) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4115403A1 (de) * | 1991-05-10 | 1992-11-12 | Mtu Muenchen Gmbh | Duesenwand |
DE4321393A1 (de) * | 1993-06-26 | 1995-01-05 | Deutsche Aerospace | Wandstruktur, insbesondere für ein Staustrahltriebwerk |
FR2773850A1 (fr) | 1998-01-16 | 1999-07-23 | Daimler Benz Ag | Chambre de combustion pour un moteur de forte puissance et tuyeres |
FR2774432A1 (fr) | 1998-02-04 | 1999-08-06 | Daimler Benz Ag | Chambre de combustion pour des moteurs et des tuyeres de forte puissance |
EP1795806A2 (de) * | 2005-12-06 | 2007-06-13 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Heisskammer |
EP2093409A2 (de) | 2008-02-25 | 2009-08-26 | Deutches Zentrum für Luft- und Ramfahrt e. V. | Düsenerweiterung und Verfahren zur Herstellung einer Düsenerweiterung |
Families Citing this family (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5249357A (en) * | 1993-01-27 | 1993-10-05 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Method of fabricating a rocket engine combustion chamber |
DE4315256A1 (de) * | 1993-05-07 | 1994-11-10 | Mtu Muenchen Gmbh | Einrichtung zur Verteilung sowie Zu- und Abführung eines Kühlmittels an einer Wand eines Turbo-, insbesondere Turbo-Staustrahltriebwerks |
US5613299A (en) * | 1994-11-09 | 1997-03-25 | Ring; Peter J. | Method of fabricating a rocket thrust chamber |
FR2782378B1 (fr) * | 1998-08-14 | 2000-11-10 | Snecma | Piece de structure comportant une partie en materiau composite thermostructural refroidie par circulation de fluide |
US6205661B1 (en) | 1999-04-15 | 2001-03-27 | Peter John Ring | Method of making a rocket thrust chamber |
WO2001002131A1 (en) | 1999-07-07 | 2001-01-11 | Russell Air-O-Nautical | Method of producing channeled wall apparatus |
US7849695B1 (en) | 2001-09-17 | 2010-12-14 | Alliant Techsystems Inc. | Rocket thruster comprising load-balanced pintle valve |
FR2850742B1 (fr) * | 2003-01-30 | 2005-09-23 | Snecma Propulsion Solide | Panneau de refroidissement actif en materiau composite thermostructural et procede pour sa fabrication |
US7565797B2 (en) * | 2004-02-27 | 2009-07-28 | Ghkn Engineering Llc | Systems and methods for varying the thrust of rocket motors and engines while maintaining higher efficiency using moveable plug nozzles |
DE602005023223D1 (de) * | 2005-09-06 | 2010-10-07 | Volvo Aero Corp | Verfahren zur herstellung einer motorwandstruktur |
WO2007030038A1 (en) * | 2005-09-06 | 2007-03-15 | Volvo Aero Corporation | An engine wall structure and a method of producing an engine wall structure |
US8708647B2 (en) * | 2006-12-06 | 2014-04-29 | Volvo Aero Corporation | Liner for a turbine section, a turbine section, a gas turbine engine and an aeroplane provided therewith |
KR102468746B1 (ko) * | 2020-11-18 | 2022-11-18 | 한국항공우주연구원 | 열교환 구조를 포함하는 연소기 및 이를 포함하는 로켓 |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3535779C1 (en) * | 1985-10-07 | 1987-04-09 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Arrangement for the cooling of rocket engine walls |
JPH06158957A (ja) * | 1992-11-18 | 1994-06-07 | Nichibei Co Ltd | 複層ガラス内蔵ブラインド装置 |
Family Cites Families (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB598971A (en) * | 1945-05-25 | 1948-03-02 | Standard Oil Dev Co | An improved manufacture of corrosion-resistant conduits and the like |
US2658332A (en) * | 1951-03-21 | 1953-11-10 | Carborundum Co | Fluid cooled, refractory, ceramic lined rocket structure |
US2844939A (en) * | 1954-10-04 | 1958-07-29 | Gen Electric | Tube-bundle combustion chamber |
US2956399A (en) * | 1956-11-16 | 1960-10-18 | Clair M Beighley | Fluid cooled homogeneous ceramic rocket motor wall structure |
US3157026A (en) * | 1962-10-19 | 1964-11-17 | Super Temp Corp | Composite nozzle structure |
US3280850A (en) * | 1963-05-06 | 1966-10-25 | North American Aviation Inc | Hollow structural elements and methods for fabricating same |
DE1264160B (de) * | 1966-12-15 | 1968-03-21 | Boelkow Gmbh | Fluessigkeitsgekuehlte Bauteile, wie Raketenbrennkammern, und Verfahren zu deren Herstellung |
US3460759A (en) * | 1967-03-07 | 1969-08-12 | Nasa | Combustion chamber |
FR2012723A1 (de) * | 1968-07-11 | 1970-03-20 | Messerschmitt Boelkow Blohm | |
GB1268547A (en) * | 1969-06-03 | 1972-03-29 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Improvements in combustion chambers or nozzles for rocket propulsion and like units |
US3723214A (en) * | 1971-03-01 | 1973-03-27 | Us Navy | Method of making a steel,graphite,phenolic asbestos laminate |
DE2418885C3 (de) * | 1974-04-19 | 1979-05-10 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Wärmeaustauscher, insbesondere regenerativ gekühlte Brennkammer für Flüssigkeitsraketentriebwerke und Verfahren zu ihrer Herstellung |
DE2418841C3 (de) * | 1974-04-19 | 1979-04-26 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Wärmetauscher, insbesondere regenerativ gekühlte Brennkammern für Flüssigkeitsraketentriebwerke und Verfahren zu ihrer Herstellung |
DE2418889A1 (de) * | 1974-04-19 | 1975-11-20 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Thermisch und mechanisch hochbelastbare waermetauscher |
US3980105A (en) * | 1974-07-10 | 1976-09-14 | Hitco | Laminated article comprising pyrolytic graphite and a composite substrate therefor |
NL7612359A (nl) * | 1976-11-08 | 1978-05-10 | Philips Nv | Werkwijze voor het vervaardigen van een samen- stel van een metalen huis, een warmteisolerende binnenmantel en een metalen buiten-koelmantel alsmede samenstel vervaardigd volgens deze werkwijze. |
DE2657497A1 (de) * | 1976-12-18 | 1978-06-22 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Waermetauscher, insbesondere regenerativ gekuehlte brennkammer mit schubduese fuer fluessigkeitsraketentriebwerke |
SE451550B (sv) * | 1983-02-17 | 1987-10-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Forfarande for framstellning av en sammansatt metallkropp med inre halighet |
JPS6082602A (ja) * | 1983-10-07 | 1985-05-10 | Natl Aerospace Lab | ロケツト燃焼器外筒製作法 |
JPH0713500B2 (ja) * | 1984-08-29 | 1995-02-15 | 三菱重工業株式会社 | ロケツトエンジン燃焼室製造方法 |
JPH0659502B2 (ja) * | 1987-03-26 | 1994-08-10 | 宇宙科学研究所長 | ロケット用高圧燃焼器の燃焼室及びその製造方法 |
-
1990
- 1990-05-11 DE DE4015204A patent/DE4015204C1/de not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-04-17 FR FR9104713A patent/FR2661950B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1991-04-25 US US07/691,417 patent/US5154352A/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-05-10 GB GB9110174A patent/GB2249141B/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3535779C1 (en) * | 1985-10-07 | 1987-04-09 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Arrangement for the cooling of rocket engine walls |
JPH06158957A (ja) * | 1992-11-18 | 1994-06-07 | Nichibei Co Ltd | 複層ガラス内蔵ブラインド装置 |
Cited By (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4115403A1 (de) * | 1991-05-10 | 1992-11-12 | Mtu Muenchen Gmbh | Duesenwand |
FR2676252A1 (fr) * | 1991-05-10 | 1992-11-13 | Mtu Muenchen Gmbh | Paroi de tuyere, notamment pour vehicules spatiaux, et procede pour sa fabrication. |
DE4321393A1 (de) * | 1993-06-26 | 1995-01-05 | Deutsche Aerospace | Wandstruktur, insbesondere für ein Staustrahltriebwerk |
FR2773850A1 (fr) | 1998-01-16 | 1999-07-23 | Daimler Benz Ag | Chambre de combustion pour un moteur de forte puissance et tuyeres |
DE19801407C2 (de) * | 1998-01-16 | 1999-12-02 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen |
DE19801407A1 (de) * | 1998-01-16 | 1999-08-12 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen |
DE19804232A1 (de) * | 1998-02-04 | 1999-08-19 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen |
FR2774432A1 (fr) | 1998-02-04 | 1999-08-06 | Daimler Benz Ag | Chambre de combustion pour des moteurs et des tuyeres de forte puissance |
DE19804232C2 (de) * | 1998-02-04 | 2000-06-29 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen |
US6182442B1 (en) | 1998-02-04 | 2001-02-06 | Daimlerchrysler Ag | Combustion chamber wall construction for high power engines and thrust nozzles |
EP1795806A2 (de) * | 2005-12-06 | 2007-06-13 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Heisskammer |
DE102005059502A1 (de) * | 2005-12-06 | 2007-06-14 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Heißkammer |
EP1795806A3 (de) * | 2005-12-06 | 2014-05-28 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Heisskammer |
EP2093409A2 (de) | 2008-02-25 | 2009-08-26 | Deutches Zentrum für Luft- und Ramfahrt e. V. | Düsenerweiterung und Verfahren zur Herstellung einer Düsenerweiterung |
DE102008011502A1 (de) * | 2008-02-25 | 2009-09-03 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Düsenerweiterung und Verfahren zur Herstellung einer Düsenerweiterung |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2661950B1 (fr) | 1995-03-03 |
GB2249141A (en) | 1992-04-29 |
US5154352A (en) | 1992-10-13 |
GB2249141B (en) | 1994-06-15 |
GB9110174D0 (en) | 1991-07-03 |
FR2661950A1 (fr) | 1991-11-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE4015204C1 (de) | ||
DE69322300T2 (de) | Verfahren und Form zur Herstellung gegossener, hochtemperaturbeständiger und dünnwandiger Strukturen und das hergestellte Produkt | |
DE69626723T2 (de) | Einstückig gegossene, hochtemperaturbeständige, dünnwandige Strukturen, deren Wände mit einem eingegossenen Verbindungselement höherer Wärmeleitfähigkeit verbunden sind | |
EP1702138B1 (de) | Gasturbinenbauteil | |
DE19650613B4 (de) | Bauteil mit einem Metallschaum-Kern | |
DE102010037690A1 (de) | Turbinenrotor-Fabrikation unter Anwendung des Kaltspritzens | |
EP2046519B1 (de) | Metallformkörper und verfahren zu dessen herstellung | |
DE2842688A1 (de) | Verfahren zum herstellen zusammengesetzter strukturen fuer wassergekuehlte gasturbinen-komponenten | |
WO1999011420A1 (de) | Gasturbinenschaufel und verfahren zum herstellen einer gasturbinenschaufel | |
DE19915082C1 (de) | Verfahren zur Herstellung einer gekühlten Düse für ein Raketentriebwerk | |
DE3535499A1 (de) | Turbinenrotor | |
DE2118848A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines rotationssymmetrischen Verbundkörpers | |
EP3841324B1 (de) | Verfahren zur herstellung eines leichtbau-drucktanks und leichtbau-drucktank | |
DE19616838B4 (de) | Brennkammer mit Schwitzkühlung | |
DE60118863T2 (de) | Gaseinspritzsystem und Verfahren zur Herstellung eines solchen Systems | |
EP0292777A1 (de) | Verfahren zur Herstellung eines keramikbeschichteten metallischen Bauteils | |
DE69501555T2 (de) | Herstellung von rohrwand-raketenbrennkammern mit hilfe von laser-auftragschweissen | |
AT390658B (de) | Rohrleitung fuer ein triebwerk | |
EP1135226B1 (de) | Verbundgussteil und verfahren zu seiner herstellung | |
EP1391604A2 (de) | Brennkammerstruktur und Verfahren zu deren Herstellung | |
DE10357125A1 (de) | Krümmer für eine Abgasanlage und Verfahren zur Herstellung eines Krümmers | |
DE112010001446T5 (de) | Zylinderlaufbuchse aus Metallmatrix-Verbundwerkstoffund Verfahren zur Herstellung derselben | |
WO1987001978A1 (en) | Multi-layer hollow body, process for its production and its application | |
DE102019002258A1 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Formwerkzeugs mit einem 3D-Drucker | |
DE10017391A1 (de) | Verfahren zur Herstellung von metallischen Dauerformen und Dauerform |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8100 | Publication of the examined application without publication of unexamined application | ||
D1 | Grant (no unexamined application published) patent law 81 | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |