【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、高温ガス系統、ボイラ、又はロケットエンジン燃焼チャンバ、又はガス発生器、又は予熱チャンバのような高温ガスを包含する容器の蒸散冷却に関する。

【０００２】

【従来の技術】蒸散（transpiration)によって多孔性壁を冷却する様々なシステムが公知である。 低温源の近傍に位置する多孔性壁の第１面から、高温源の近傍に位置する多孔性壁の第２面に向かう低温流動体の、『蒸散』
として公知の、流れは、多孔性壁の内部で生じる熱伝達と共に起きる。 多孔性壁は、流動体によって運ばれる移流(advection flow)及び固体マトリクスによって運ばれる通流(condution flow)という、２つの反対方向の熱の流れのシートである。 これらの２つの流れは、固体マトリクスに接触する流動体の外周還流（peripheral conve
ction)に微視的な孔レベルで対応する『蒸散』と呼ばれる交換機構により、相互作用してパワーを交換する。 高温壁から低温壁へのこの伝熱は、２つの対向する通流及び移流を修正する。 付随する通流から引き出されるパワーは、流動体によって運ばれる移流によって取り上げられ、元の場所すなわち高温源に向かって戻される。 従って、低温領域に向かう通流は、パワーのこの引き出しによって低減される。 その構造材料と流動体との間の壁内の熱連結の度合い、すなわち内部熱交換係数は、多孔性媒体の内部形状、流動体の性質、及び流速に依存する。

【０００３】蒸発冷却は、機械的強度の要求に両立可能な且つそれを形成する材料の許容する限界よりも下の温度に維持されるべき燃焼部から来る高温流れにその一面がさらされる壁を有したロケットエンジンのスラストチャンバに対して考慮された。 そのような蒸散冷却を用いる際に、低温源は、周囲温又は極低温で燃料要素の１つで構成され、チャンバの壁は、冷却燃料要素が浸透可能な多孔性材料で形成される。 蒸散流れは、燃焼チャンバに吐出される前に、壁を貫通する。 その移動の際に、流動体は、壁から熱のパワーを引き出し、その結果、壁は、許容温度の限界内に保持される。 チャンバ内に吐出される流動体が壁及び燃焼部の間に位置し、これにより、壁に至る直前に付随的な熱流れに対する障害物が設けらる、という事実によって、第２の冷却効果が得られる。

【０００４】米国特許明細書第３，８３２，２９０号及び第３，９１０，０３９号は、チャンバの全外周の周りに規則正しく配置される概ね矩形状の流動体付与区画（compartments) を構成するためにその外面に付設されたリブを具える多孔性壁を包含する。 外側の中間壁は、
多孔性壁の反対側の区画の外面を画成する。 冷却流動体を構成するための単一の較正オリフィスは、各区画に要求される蒸散流速に調和するように、外側の中間壁を介して各区画に形成される。 この記載の装置は、一定の多孔率の内側壁を有するチャンバの様々の領域に対して蒸散流速を調和させることをある程度可能にするが、そのような調和は、一の区画から他への不連続性そのものであり得る。 更に、実施されるべき蒸散冷却を可能ならしめる公知の燃焼チャンバの製造は、大量の機械工作及び高い製造コストを必要とする。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、多孔性壁の上記蒸散冷却装置の欠点を是正すること、及び、
（多孔性壁、付随的な熱流れ、冷却流動体）蒸散現象に加わる様々の要素の熱物理的な特徴を考慮するために冷却流動体の消費を最適化させ得ることにある。 特に、本発明の目的は、高温ガスを包含する容器の多孔性壁の蒸散冷却システムの実施を簡単化すること、及び、独占的ではないが特定のロケットエンジンスラストチャンバによって容器が構成され得るような容器の殆どの部分の多孔性壁を介して冷却状態の連続的調和を容易に提供させ得ることにある。

【０００６】

【課題を解決するための手段】上記課題は、囲繞体の内側部分を形成する多孔性壁と、多孔性壁を介して蒸散により冷却流動体を流すために多孔性壁の外面に冷却流動体を適用する手段、とを有する、蒸散によって冷却される高温ガスを包含する囲繞体であって、上記冷却流動体を適用する手段は、冷却流動体に耐え得る材料で構成され且つ多孔性壁の外面に適用される液圧較正シースと、
囲繞体の外側シーリング包体及び多孔性壁に取着される液圧較正シースの間に形成される冷却流動体供給容量、
とを有する、囲繞体において、液圧較正シースは、複数個の微孔が穿設され、その分配密度は、囲繞体の壁の様々の領域にわたって前進的に異なり、該分配密度は、相当高く、多孔性壁に近付く冷却されるべき熱流れは、相当多く、ユニット領域当たりの既定流速は、囲繞体の壁の様々の領域の液圧較正シースを介して確保され、スペーサは、外側シーリング包体及び液圧較正シースの間に配置され、多孔性壁は、液圧較正シースの微孔の最小寸法よりも僅かに大きい寸法を有する金属ビードの結合によって形成される焼結材料によって構成されることを特徴とする囲繞体によって解決される。

【０００７】本発明に従い、蒸散冷却流動体の流速は、
全消費量を最少化するために連続的及び前進的であるように局所的に制御され得る。 局所的に要求される流動体冷却の流速は、付随する熱流れに依存し、該流れは、所定状態下の囲繞体の断面に依存して相当異なる。 本発明に従い、この流速は、シースを用いることにより囲繞体の総ての断面において制御され、該シースは、多孔性壁の外面に直接付加することにより空間的調節を具えた液圧較正を提供し、その局所的な穿孔密度は、多孔性壁を通しての冷却流動体の流速が、多孔性壁の内側に適用される熱流れと調和する形式で、各断面で画成され得るように、前進的に異なり得る。

【０００８】第１の可能な実施例において、上記外側シーリング包体と較正シースとの間に画成される冷却流動体供給容量は、囲繞体の壁の異なる領域にわたって異なる部分の単一の区画を包含する。 第２の可能な実施例において、上記囲繞体の壁の異なる領域に対応する異なる圧力にある冷却流動体供給容量に区画を画成するために外側シーリング包体と液圧較正シースとの間には、仕切りが配置される。

【０００９】その場合、第１の変形例において、一の区画から他の区画への冷却流動体速度の既定変化を提供するために上記仕切りには、較正オリフィスが形成される。 第２の変形例において、上記シーリング包体の外側の配管構造に連結されるバルブは、各区画の冷却流動体が隣接区画の冷却流動体の流速から独立して調整自在である既定流速を有するのを保証するために、囲繞体の壁の異なる領域に対応する区画への独立供給を提供する。

【００１０】上記液圧較正シースの微孔は、数１０分の１マイクロメートルのオーダーの小さい寸法を有し、且つ、僅かに大きな寸法の上記ビードが貫通し得ないような形状を有する。 シース自体は、数１０分ミリメートルのオーダーの厚さを有する。 特定の実施例において、液圧較正シースは、細長スロットで構成される微孔を有する。

【００１１】有益的なことに、スペーサは、切断部材で形成され、且つ、液圧較正シースに垂直に配置されるか、あるいは、それらは、スキャロップ状カラーの形式で形成される。 好ましくは、冷却流動体は、燃料の一部ではない低温流動体であり、特定のタンクから供給され、且つ、特定のポンプで駆動される。

【００１２】高温ガスを搬送するダクト、ボイラ、燃焼チャンバ、ガス発生器チャンバ、予熱チャンバ、又はロケットエンジンのスラストチャンバのような様々のタイプの囲繞体に適用可能である。 冷却流動体が燃料構成要素の１つによって構成されるようなロケットエンジンへの適用において、本発明は、冷却システムの主たる燃料噴射システムとの間の完全な離脱を実現させ得る、ということが理解され得る。

【００１３】特に、二重壁の間を流れる保守的な燃料構成要素を有する冷却システムと比較し、冷却システムを通る流速及び噴射システムを通る流速を別個に制御して、異なるフライト段階の関数として冷却流速を特に変えることにより、また、イグニッションでは大きいが寿命の向上のために壁に作用する熱衝撃を減少させるために後で前進的に減少するような冷却流速を例えば提供することにより、これら２つの要素を最適化すること、及び所定の燃焼圧力に関して、燃料供給ポンプの簡素化及び小型化に寄与するように、冷却システム及び噴射システムの液圧抵抗が並列であって直列でないので、ポンプシステムからの出口で必要な最大の燃料圧力を低減すること、が可能になる。

【００１４】本発明の冷却装置は、ノズルの喉部及び燃焼チャンバで構成される収束部分並びにノズルの分散部分のために、ロケットエンジン内部で唯一の冷却システムを用いることを特に可能にし、スラストチャンバ全部に対して冷却状態を融通的に適用可能であり、他の公知システムと比較して等しい性能にもかかわらず製造コスト及び作動コストの低減を一般的に図れる。

【００１５】外側シーリング包体と液圧較正シースとの間のスペーサの存在は、これら２つの要素の間の間隔を保持するのに寄与し、組立体の強度を改善し、ノズルの分散部分の機械的応力の移動を可能にし、分散部分の底端部の曲折の危険を阻止する。 仕切りの存在は、この効果を補強し、燃焼チャンバの様々の領域に対して蒸散速度が調和するような状態の改善を可能にする。

【００１６】また、本発明は、上記のような総括的構造、特に液圧較正シースを具える、蒸散によって冷却される高温ガスを包含する囲繞体を製造する方法を提供する。 第１の可能な実施において、液圧較正シースは、所定形状の剛性シェルを形成するために穿孔シート金属で先ず形成され、スペーサ及び補助的な仕切りは、液圧較正シースの外面に溶接によって取着され、外側シーリング包体は、仕切り及びスペーサの外側に位置決め・溶接され、多孔性壁は、液圧較正シースの内面に堆積させることによって形成される。

【００１７】その場合、安価且つ有益である実施において、液圧較正シースを形成するために、金属シートから所定形状を切断し且つそれらを溶接接合すことによって、先ずリングを形成し、該リングは、形成されるべきチャンバの形状にその形状が対応するようなシースを画成するために溶接によって相互に組み立てられ、レーザーは、局所的な穿孔密度が異なる微孔を形成するようにシースを切断するために用いられる。

【００１８】スペーサ及び仕切りは、平面的なシート金属で形成され、環状断面に切断され、次いで、補助的に最初に曲げられた後に、液圧較正シース上の所定位置に溶接接合される。 外側シーリング包体は、液圧較正シースに取着される仕切り及びスペーサに溶接接合されるリングを形成するために、平面的な金属シートから切断・
形成され、上記外側シーリング包体は、仕切り及びスペーサに盲目的に溶接される。

【００１９】液圧較正シースが多孔性壁の前に製造されるときに適用可能である、別の変形実施において、液圧較正シース及び外側シーリング包体は、別々に形成されてから溶接接合される２つの半シェルの形状を採用するために、超塑性変形又はハイドロホーミング法によって形成される。 多孔性壁が液圧較正シースの前に製造されるような好適実施において、多孔性壁は、外側マトリクスとして液圧較正シースを用いる粉末冶金技術によって形成され、該シースは、内側マトリクスとして２分割マンドレルを用いることにより、また仕切り及びスペーサにより、外側シーリング包体に取着され、多孔性壁が形成されるべきモールド容量は、侵入型寸法のろう付け材料の粒子が付加される金属の球状のマイクロビードで構成される粒状混合物で充填され、次いで組立体は、マイクロビードの間で橋渡しをろう付け材料から溶融形成するために加熱される。

【００２０】別の可能な実施において、多孔性壁は、先ず形成され、その後、液圧較正シースは、高温弾性変形によって多孔性壁の外面に適用され、スペーサは、液圧較正シースの外側に補助的仕切りと共に付設され、その後、外側シーリング包体は、外側の所定位置に配置され且つスペーサに取着される。 更に別の可能な実施において、多孔性壁は、先ず形成され、次いで、液圧較正シースは、微孔を具える可撓性要素を多孔性壁の外面に取着することによって形成され、スペーサは、シースを介して多孔性壁に仕切り及びスペーサを挿入することにより液圧較正シースの外側に補助的仕切りと共に位置決めされ、その後、外側シーリング包体は、外側の所定位置に配置され且つスペーサに取着される。

【００２１】

【実施例】先ず、ロケットエンジンのスラストチャンバによって構成される高温ガスを包含する容器を例によって示す図１乃至図３に対して言及が為される。 高温ガス流れに接触する燃焼チャンバの内部部分は、収束−分散形状の円形の対称的な壁によって画成される内部容積に燃焼ガスの流れを閉じ込める伝統的なノズルとして役立ち、且つ多孔性壁１０を介する『蒸散』の目的のために壁１０の外面に付与される冷却流動体と燃焼ガスから来る熱流れとの間における熱交換を実施させ得る多孔性壁１０を有する。 多孔性壁１０は、浸透性構造から成り、
約１ミリメートル（mm) から２mmの厚さを有し、例えば約１０ミクロン（μm)から１００μm の範囲にあり得る粒寸法を有する。

【００２２】多孔性壁１０は、例えば焼結銅又はマイクロビードを用いるパワー冶金学（power metallurgy) によって実施されるその他の金属で形成され得る。 本発明に従い、燃焼チャンバを画成する数１０分の１ミリメートルの厚さを有した多孔性壁１０の形状と同様の形状を有する液圧較正シース（sheath) ２０は、多孔性壁１０
の外面に付与される。

【００２３】冷却流動体に耐え得る材料で形成される液圧較正シース２０は、例えば金属箔で構成され得る。 シース２０の全領域にわたって分配されるように、多数の微孔２１が穿設される。 シース２０は、蒸散が孔のみを介して可能であることを保証するように、多孔性壁１０
の外面に付与される。 シースの寸法及び材料は、高温作動時に壁及びシースの間の異なる拡張によって創成される焼結応力が完全に許容されるように、選択される。 冷却流動体は、好ましくは低温流動体であるが、特別なポンプで駆動され且つ特別なタンク内に包含される別の流動体か、あるいは燃料構成要素の１つであり得る。

【００２４】シース２０の目的は、冷却流動体の消耗の全体的な最適化を得るように、蒸散速度を局所的に調整することである。 微孔２１は、不均一な寸法及び／又は密度を有し、それらは、壁１０の所定領域でシース２０
の孔２１によって提供されるような多孔性壁１０を通した蒸散領域が該領域の壁に近付く熱流れが増大するにつれて増大するように、分配される。 例えば、図１及び２
に示されるように、微孔２１は、ノズルの喉部の周りにおいて高密度になり得る。

【００２５】微孔２１は、見易くするために誇張した寸法で描かれており、それらは、数１０分の１ミクロンというように実際上極めて小さいものであり得るし、それらは、僅かに大きなビードがそれらを貫通し得ないような寸法に形成される。 図１から理解され得るように、冷却燃料構成要素を供給するための環状チャンバは、液圧較正シース２０と外側シーリング包体（envelope) ４０
との間に画成され、外側シーリング包体４０は、冷却流動体を閉じ込めるのに寄与し、該流動体は、例えば液体水素のような燃料構成要素であり得る。 外側包体４０
は、機械的強度に関して総合的に寄与する。 環状チャンバの横断方向寸法は、例えば数ミリメートルのオーダーであり得る。

【００２６】外側シーリング包体４０の全寸法は、収束部分及び分散部分を有するノズルのそれと同様である。
外側包体４０の厚さは、１又は数ミリメートルのオーダーであり得るし、スペーサ３０と共働する。 スペーサ３
０は、環状供給チャンバの内側に配置され、外側シーリング包体４０及び液圧較正シース２０と連結する。 例えばスキャロップ状カラー（図３）の形式で形成され得るスペーサ３０は、蒸散流動体の圧力を吸収し、分散部分の底端部の変形の危険を特に回避するのに役立つ。 もしスペーサが共に十分に近接するならば、多孔性の内壁面及び外壁は、相対的に薄くなり得る。 該壁の厚さは、領域から領域にわたって変動し得る。 スペーサを例えばＨ
断面部材のような部材形式にすること、及びそれらを半径方向すなわちシース２０に対して垂直に配置することも可能である。

【００２７】図１は、冷却燃料構成要素を供給するための環状チャンバを示す。 それは、シース２０燃料構成要素のために実質的に一定の速度を維持するように異なる流れ断面を有する容量を有し、これにより、シース２０
の全長に沿って、実質的に一定の動的圧力を具えた流動体の供給が得られる。 従って、微孔２１の異なる密度のみが、シースが押圧される壁１０の様々の壁のユニット領域当たりの流速の局所的制御を提供するのに役立ち、
ユニット領域当たりの局所的流速を極めて進歩的に変化させることを可能にさせる。

【００２８】図１乃至図３の実施例において、冷却燃料構成要素は、環状供給チャンバの上部に入射され、これにより、該環状供給チャンバの断面は、燃焼チャンバの上端部で最大となり、分散部分の底端部に向かって進歩的に落下する。 さて、図４乃至図１２を参照すると、多孔性壁１０及びノズルの軸線に実質的に垂直な面内に流動体不通性（fluid-tight)の仕切り５０が配置され、該仕切り５０が、液圧較正シース２０及び外側シーリング包体４０の間のスラストチャンバに沿って異なるレベルで一対のスペーサ３１，３２の間に配置されるような第２実施例が見受けられよう。

【００２９】スペーサ３１，３２と同様に、仕切り５０
は、全構造を強化するのに寄与するが、それらは、特に環状流動体供給チャンバの内部に複数個の環状区画３３
を画成するのに役立ち、異なる圧力にある該区画は、多孔性壁１０の対応する領域に作用する高温ガスによってスラストチャンバ内部に創成される圧力に対して良好な調和が達成され得るようにするために、スラストチャンバに沿って配設される。 シース２０を介して多孔性壁１
０に付与される冷却流動体のユニット領域当たりの局所的速度は、微孔の密度によって各供給区画の内部で自然的に制御され続ける。

【００３０】従って、液圧較正シースの外側の冷却流動体供給区画３３を画成する仕切り５０を有する実施例は、蒸散冷却処理の制御における多大なフレキシビリティを提供する。 仕切り５０によって分離される各区画３
３は、較正拡張オリフィスを介して相互連通する様々の区画によって内部的にそれに供給される流動体を有し得る。 しかしながら、そのような実施例は、様々の区画３
３の各々に対する供給率の独立調整を可能にしない。

【００３１】従って、図１７に示されるように、各区画３３は、供給経路７０を介してシーリング包体４０の外部で流動体が供給され得る。 各供給経路７０は、別個のバルブ６のような流速分配装置を介して適当な調和形式で対応する区画３３に流動体を供給し得る。 冷却燃料構成要素を供給するダクト、流速分配装置、及び環状供給チャンバは、推進チャンバの様々の異なる領域における液圧較正シース２０を貫通する流速を最適化する目的のために様々の異なる構成を採用し得る。 シース２０、それ自体は、推進チャンバの総ての領域における多孔性壁１０を貫通する蒸散流動体に関するユニット当たりの流速の精密な制御を提供する。

【００３２】例として、本発明の冷却システムは、燃料が水素であり且つ壁の温度が７００Ｋであるときに、全燃料構成要素流速の５％から１０％を費消し得る。 そのような状態の下で、壁を通る熱の流れは、分散部分から出口で１０メガワット／平方メートル（ＭＷ／ｍ ² )、喉部で６０ＭＷ／ｍ ²である範囲に存在し得る。 壁を通した圧損（head loss)は数ミリバールのオーダーであり、
ユニット領域当たりの流速は、１秒あたり１kg／mm ²のオーダーである。

【００３３】以下、本発明の蒸散冷却システムを実施するロケットエンジンのスラストチャンバのような囲繞体を製造する様々の方法が例によって記載される。 第１の製造方法において、焼結金属で形成され得る多孔性壁１
０は、液圧較正シース２０が上に配置されるコアを構成するように、伝統的技術を用いて予め実施される。

【００３４】第１の実施において、シースは、高温時の弾性変形によって壁に付加される。 作動中において蒸散流動体によって冷却されるシース２０よりも多孔性壁１
０が常に高温度である、ということが理解され得る。 従って、高温時に所望の帯応力(banding stress) 又は輪応力 (hooping stress) を容易に得ることができる。 別の変更実施例において、シース２０は、多孔性壁１０上に積層される可撓性要素で形成され得る。 シース２０が切断要素で形成され得るか又は壁に巻かれるテープで形成され得る場合において、推進チャンバの形状を提供することは、それを可能にする。

【００３５】スペーサ３１，３２、仕切り５０、及び外側シーリング包体４０、加えて供給容量に流れを導入及び分配するための装置は、シース上のみに要素が取着されるような以下の実施例と同様の形式でそのシース２０
が嵌合される多孔性壁１０によって構成されるベース組立体の上に配設され得る。 本発明に係る組立シーケンスの一例は、図５に示されるような所定長さのチャンバに対する連続的な作動を示す図６乃至図１１に示される。

【００３６】第２のタイプの製造方法において、初期ステップで形成される液圧較正シース２０は、その内面に後で形成される多孔性壁１０を有する剛性シェルを構成する。 そのような状況下において、シース２０は、ハイドロホーミング成形又は超塑性変形によって形成され得る。 しかしながら、そのような方法は、後で除去される必要のある内部応力を増加させ得る。

【００３７】従って、好適実施において、シース２０
は、切断及び溶接の技術によって円錐台状リングを製造するために用いられる平面的な金属箔で形成され、該リングは、最終的な収束及び分散形状を形成するために共に後で溶接される。 そのような方法は、安価な解決策を構成し、且つ内部応力を増大させない利点を有する。 微孔２１は、例えばレーザ切断によってシース２０に穿設され得る。 所定穿孔パターンの穿孔密度は、経験的に確立される。 微孔２１は、多孔性壁１０が焼結金属で形成されるときに球形状マイクロビード１１によって閉じられるのを防止するために、例えば矩形形状（図２２乃至図２５）で有益的に細長化され得る。 そのような状況下において、球形状マイクロビード１１の寸法は、スロット２１の小寸法よりも僅かに大きくなければならない。

【００３８】微孔２１は、多かれ少なかれ注文されたようなパターンに配置され得る（図２２及び図２３）。 孔２１の密度、ある程度の方向性、それらの寸法は、推進チャンバの様々の異なる領域に要求されるものとユニット領域当たりの流速とを調和させるように適合され得る。 これらのパラメータは、考慮中の領域において多孔性壁が従属する熱流れに依存すると共に、燃焼チャンバ及び燃料構成要素供給区画３３の間の圧力差に依存する。

【００３９】レーザ穿孔方法は、総ての状況下において広範囲の構成を提供することができる。 スペーサ３１，
３２及び仕切り５０は、扇形角度部に切断されてスペーサ３１，３２用に予め曲折される平面的なしーと金属で形成され、該スペーサは、液圧較正シース２０上の所定位置に後で溶接されるスキャロップ状カラーの形式で有益的に形成される。

【００４０】図６乃至図１１は、外側包体４０の実施前に、スペーサ３２、次に仕切り５０、そして第２のスペーサ３１が配設されるのを示しており、この場合において、シース２０は、内壁１０に既に形成されているが、
もしシース２０が剛性シェルの形式でそれ自体に初期的に形成されるならば、処理は同じである。 図１３乃至図１６もまた、スペーサ３１，３２及び仕切り５０が穿孔シース２０に、次いで外側包体４０に溶接されるような領域を示している。

【００４１】外側シーリング包体４０は、シース２０のために用いられる同様の方法を用いて形成され得る。 超塑性変形又はハイドロホーミング成形が用いられるとき、２つの半分のシェルは、別個に形成され、次いでそれらは、溶接・結合される。 ロボット製造に最適な安価な解決策は、平面的な箔から所定形状を切断することによって得られる円錐台状リングを相互組立する方法によって構成される。

【００４２】包体４０が所定位置に置かれる前に、スペーサ３１，３２及び仕切り５０が、包体４０に対して盲目的に溶接され、スペーサの位置が、例えば超音波式に検出される、ということが理解され得る。 シース２０、
包体４０、スペーサ３１，３２及び仕切り５０によって構成される組立体が一度組み立てられると、多孔性壁１
０は、例えば粉末冶金技術又はプラズマ成形によって為され得る、シース２０の内側に付着物を付加することによって形成される。

【００４３】図１８乃至図２１を参照して例に従い、収束部及び分散部にそれぞれ対面するように配置される２
分割式の内側マンドレル１０１，１０２並びに予め製造されて嵌合された液圧較正シース２０によって構成される外側マトリクスで第１に予め形成されたモールド容量（mold volume)を利用する付着物の蒸散多孔性壁１０の製造について、以下記載される。

【００４４】組立体は、外側マトリクスの位置決め用の環状溝１０３を有する工具１１０と、マンドレルの２つの部分１０１及び１０２の位置決め用の中央ハブ１０
４、とによって位置決めされる（図１８）。 モールド容量は、ろう付け金属１２の侵入型寸法の粒子が付加される金属材料の球状マイクロビード１１によって構成される、ホッパー１０５からの粒状混合物で充填される（図２１）。

【００４５】モールド容量の最大充填を実現するために、全装置は、工具１１０によって揺れ動かされ得るか、あるいは回転駆動され得る。 アルキメデスのねじシテステムを構成する螺旋溝１０６は、マイクロビードの発達を促進すると共にろう付け材料１２及びマイクロビード間の接触を促進するために、マンドレル１０１，１
０２上に形成される（図１９）。

【００４６】次いで、組立体は、マイクロビード１１の間の材料１２の橋渡しを形成するろう付け材料を溶融するために加熱される。 加熱は、エネルギー的観点から迅速且つ廉価な方法を構成する、マンドレル１０１，１０
２の内側に配置される加熱抵抗体１０７，１０８又は炉内に組立体を入れることによって為され得る（図２
０）。

【００４７】最終的ステップの間において、１以上のフランジは、冷却流動体供給経路に付設される。

【図面の簡単な説明】

【図１】図１は、ロケットエンジン燃焼チャンバに適用された本発明の蒸散冷却装置の特定の実施例の軸方向半断面図である。

【図２】図２は、図１の実施例の分解図である。

【図３】図３は、図１の III−III 線に沿う前進的に剥ぎ取った断面図である。

【図４】図４は、冷却燃料構成要素の供給容量の分離仕切りの実施を示している本発明の第２の実施例の図解的な軸方向断面図である。

【図５】図５は、分離仕切り及びスペーサの一例を示している、図４の要部拡大詳細図である。

【図６】図６は、図５の仕切り部分に関して示されたような本発明の囲繞体の特定の実施方法における一の工程を示す図である。

【図７】図７は、図５の仕切り部分に関して示されたような本発明の囲繞体の特定の実施方法における別の工程を示す図である。

【図８】図８は、図５の仕切り部分に関して示されたような本発明の囲繞体の特定の実施方法における更に別の工程を示す図である。

【図９】図９は、図５の仕切り部分に関して示されたような本発明の囲繞体の特定の実施方法における他の工程を示す図である。

【図１０】図１０は、図５の仕切り部分に関して示されたような本発明の囲繞体の特定の実施方法における更に他の工程を示す図である。

【図１１】図１１は、図５の仕切り部分に関して示されたような本発明の囲繞体の特定の実施方法における他の別の工程を示す図である。

【図１２】図１２は、図４の XII−XII 線に沿う、本発明の第２実施例の前進的に剥ぎ取った断面図である。

【図１３】図１３は、外側シーリング壁及び内側較正壁の間に配置される仕切りスペーサ組立体の一部の平面図である。

【図１４】図１４は、外側シーリング壁及び内側較正壁の間に配置される仕切りスペーサ組立体の一部の側面断面図である。

【図１５】図１５は、スペーサの溶接接合及び該要素を具えた仕切りを示す、外側包体への図１３の投影図である。

【図１６】図１６は、スペーサの溶接接合及び該要素を具えた仕切りを示す、液圧較正シースへの図１３の投影図である。

【図１７】図１７は、燃料構成要素供給容量を分離する仕切り及び該供給容量の各区画の独立した流動体供給手段を具える、本発明の冷却装置が装着されたロケットエンジン燃焼チャンバの軸方向半断面図である。

【図１８】図１８は、本発明の蒸散冷却装置が装着されたロケットエンジン燃焼チャンバ用の多孔性壁を製造するための装置の一例を示す軸方向半断面図である。

【図１９】図１９は、図１８の装置の使用に適したマイクロビード供給装置の詳細図である。

【図２０】図２０は、後続の製造工程における図１８の装置の軸方向半断面図である。

【図２１】図２１は、本発明が適用される多孔性壁の内部のマイクロビードの間の結合の一例を示す図である。

【図２２】図２２は、本発明の冷却装置の液圧較正シースを介して形成される細長微孔の実例を示す図である。

【図２３】図２３は、本発明の冷却装置の液圧較正シースを介して形成される細長微孔の別の実例を示す図である。

【図２４】図２４は、本発明に係る多孔性壁に押圧される液圧較正シースと微孔と共働する多孔性壁のマイクロビードを示す垂直面における断面図である。

【図２５】図２５は、本発明に係る多孔性壁に押圧される液圧較正シースと微孔と共働する多孔性壁のマイクロビードを示す別の垂直面における断面図である。

【符号の説明】

６…バルブ １０…多孔性壁 ２０…シース ２１…微孔 ３０，３１，３２…スペーサ ３３…区画 ４０…外側シーリング包体 ５０…仕切り ７０…供給経路