ロケットエンジンの燃焼室及び中空構造体の製造方法
【課題】品質を落とすことなくできるだけ短い期間で中空構造体を形成することが可能な中空構造体の製造方法を提供する。
【解決手段】中空構造体の製造方法は、部材１０に溝を形成する工程と、充填剤を溝に充填する工程と、充填剤及び部材１０の露出面に導電層を形成する工程と、電鋳法により導電層上に第１層１２を形成する工程と、コールドスプレー法により第１層１２上に第２層１３を形成する工程と、溝から充填剤を除去する工程とを具備する。
【解決手段】中空構造体の製造方法は、部材１０に溝を形成する工程と、充填剤を溝に充填する工程と、充填剤及び部材１０の露出面に導電層を形成する工程と、電鋳法により導電層上に第１層１２を形成する工程と、コールドスプレー法により第１層１２上に第２層１３を形成する工程と、溝から充填剤を除去する工程とを具備する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケットエンジンの燃焼室及び中空構造体の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
内部に空間を有する構造体が知られている（以下、「中空構造体」ともいう）。中空構造体の内部の空間を、冷媒を流通させる冷却流路として使用すれば、中空構造体を冷却することが可能である。このような中空構造体の適用例として、航空宇宙用のロケットエンジンの燃焼室が考えられる。ロケットエンジンの燃焼室は使用時に極めて高温になるため、冷却しながら使用する必要がある。そのため、燃焼室には冷媒を流通させる複数の冷却流路が冷却構造として設けられている。
【０００３】
図１Ａ〜図１Ｄは、従来のロケットエンジンの燃焼室の製造方法を示す説明図である。まず、図１Ａに示すように、燃焼室の銅製の内筒１１０に複数の溝１１１を形成する。次に、図１Ｂに示すように、溝１１１にワックス１２０を充填する（中子充填）。その後、内筒１１０とワックス１２０の表面に銀粉１２１を塗布する（導電処理）。続いて、図１Ｃに示すように、導電処理を施された内筒１１０とワックス１２０の表面に電鋳法を行い、銅製の電鋳層１１２を形成する。その後、図１Ｄに示すように、ワックス１２０を除去し（中子除去）、銀粉１２１を除去する。以上により、複数の冷却流路１１４を有する銅製の燃焼室が製造される。
【０００４】
関連する技術として、特開２００４−１３７６０２号公報に基材にコーティング材料を施す方法が開示されている。この方法は、ボーショック層によって基材から吹き流されるのを回避するのに十分な大きさから５０ミクロンまでの範囲の大きさを有する金属粉末の粒子を準備するステップと、前記金属粉末が塑性変形するのに十分な速度でスプレーノズルを通って前記金属粉末の粒子を前記基材の少なくとも１つの面上を通過させ前記少なくとも１つの面上に堆積層を形成するステップとを有してなる、ことを特徴とする。本方法は、ロケットエンジンのマニホールドに対し実施されている。
【０００５】
特開平３−２３３５２号公報にロケットエンジンの燃焼室及びその製造方法が開示されている。このロケットエンジンの燃焼室の製造方法は、断面が同心円状に設けられた内筒と外筒とを有し、該内筒及び外筒の接する面の少なくとも一方に溝が設けられ冷媒の通過する冷却通路としたロケットエンジンの燃焼室の製造方法である。溝に耐熱可溶性中子を充填し内外筒を着接して内外筒の間を、真空密閉した後、これらを熱間静水圧加工することにより内外筒を拡散接合し、前記耐熱可溶性中子を除去することを特徴とする。本方法は、ロケットエンジン燃焼室に対して実施されている。
【０００６】
特開平４−４５２９６号公報に中空体の製造方法が開示されている。この中空体の製造方法は、中空体の中子を形成する母材の凹所に、常温で固体状態の昇華性物質を形状可変な状態にして充填する工程、充填された昇華性物質の露出面に粉末状にした導電性物質を塗布し導電層を形成する工程、電鋳法により導電層表面に電鋳層を形成させる工程、母材の凹所から充填された昇華性物質を外部へ昇華除去する工程、とから成ることを特徴とする。本方法は、ロケットエンジン燃焼室などに対して実施されている。
【０００７】
特開平２−１９７５９１号公報に銅電鋳方法が開示されている。この電鋳方法は、１３０〜１６０ｇ／Ｌの硫酸銅５水和物、１３０〜１６０ｇ／Ｌの硫酸、０〜１００ｐｐｍの塩素イオンを含み、残部は水から成る浴温が２４〜２８℃に保たれた酸性硫酸銅浴に、電鋳すべき製品と対極とを浸漬し、１〜７Ａ／ｄｍ２の電流密度で製品を陰極とする電解と、１〜７Ａ／ｄｍ２の電流密度で製品を陽極とする電解とを、製品を陰極とする時間が製品を陽極とする時間よりも長くなるような一定の周期で電解電流の極性を反転させながら電解して電着層を形成させることを特徴とする。本方法は、ロケットエンジン燃焼室などに対して実施されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】特開２００４−１３７６０２号公報
【特許文献２】特開平３−２３３５２号公報
【特許文献３】特開平４−４５２９６号公報
【特許文献４】特開平２−１９７５９１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
上記図１Ａ〜図１Ｄの例で示されるロケットエンジンの燃焼室のような中空構造体は、電鋳法により形成されている。しかし、電鋳法は以下のような問題点が有る。（１）中子充填（図１Ｂ）、導電処理（図１Ｂ）、及び中子除去（図１Ｄ）は、それぞれ１日以上の期間を要する。（２）電鋳法による膜（例示：銅）の成長速度が極めて遅く、目標膜厚の到達まで数ヶ月かかる。（３）電鋳法により膜（例示：銅）を成長させる場合、膜が均一に成長させることが難しく、膜厚が厚くなると不均一な層が形成されてくる。そのため、膜の成長を途中で停止し、不均一な層を切削除去し、所定の洗浄後に再び電鋳法で膜の成長を行う、という一連の処理が複数回必要となる。このことが、製造に掛かる日数を増加させている。
【００１０】
以上のような問題点のため、中空構造体であるロケットエンジンの燃焼室の製造フロータイムは約数ヶ月と長くなっている。ここで、製造フロータイムを短縮するために電鋳法を用い、不均一な層を残したまま製造を続けることも考え得るが、膜（例示：銅）に要求される品質の高さを維持することができず適用できない。品質を落とすことなくできるだけ短い期間で中空構造体を形成することが可能な技術が望まれる。また、特に、ロケットエンジンの燃焼室の場合、熱や圧力などの衝撃によるリークの発生は、ロケットの運航に極めて重大な影響を及ぼす。衝撃により強くかつ信頼性をより高くすることが可能な技術が求められる。
【００１１】
従って、本発明の目的は、品質を落とすことなくできるだけ短い期間で中空構造体を形成することが可能な中空構造体の製造方法を提供することにある。
【００１２】
また、本発明の他の目的は、衝撃により強く信頼性をより高くする中空構造体又はロケットエンジンの燃焼室を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
以下に、発明を実施するための形態で使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、特許請求の範囲に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【００１４】
本発明の中空構造体の製造方法は、部材（１０）に溝（１１）を形成する工程と、充填剤（２０）を溝（１１）に充填する工程と、充填剤（２０）及び部材（１０）の露出面に導電層（２１）を形成する工程と、電鋳法により、導電層（２１）上に第１層（１２）を形成する工程と、コールドスプレー法により、第１層（１２）上に第２層（１３）を形成する工程と、溝（１１）から充填剤（２０）を除去する工程とを具備する。
【００１５】
本発明では、部材（１０）及び充填層（２０）を覆うように形成する層を、第１層（１２）と第２層（１３）とに分けてそれぞれ電鋳法とコールドスプレー法とで製造している。成膜速度が早く、取り扱いが容易なコールドスプレー法を用いることで、電鋳法のみで形成する場合と比較して、成膜期間を短縮でき、成膜の手間やコストを削減することができる。
【００１６】
上記の中空構造体の製造方法において、第２層（１３）を非酸化性雰囲気中で熱処理する工程を更に具備する。
本発明では、後工程として熱処理を加えることで、主にコールドスプレー法で成膜した第２層（１３）の残留応力を開放して、第２層（１３）の力学的特性を向上させることができる。
【００１７】
上記の中空構造体の製造方法において、第２層（１３）を形成する工程は、第２層（１３）を形成することを一時中止して第２層（１３）を熱処理する工程を含む。
本発明では、途中工程として熱処理を加えることで、主にコールドスプレー法で成膜した第２層（１３）の残留応力を開放して、第２層（１３）の力学的特性を向上させることができる。また、成膜途中で残留応力が開放されて膜成長が良好に続くので、相対的に厚い膜を成膜することがより可能になる。
【００１８】
上記の中空構造体の製造方法において、第２層（１３）は、第１層（１２）よりも厚い。
本発明では、成膜速度が早く、取り扱いが容易なコールドスプレー法をより多く用いることで、より、成膜期間を短縮でき、より成膜の手間やコストを削減することができる。
【００１９】
上記の中空構造体の製造方法において、第１層（１２）は、針状結晶を主成分として含む。第２層（１３）は、粒状結晶を主成分として含む。
本発明では、異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。
【００２０】
上記の中空構造体の製造方法において、部材（１０）は、ロケットエンジンの燃焼室の内筒である。第１層（１２）及び第２層（１３）は、燃焼室の外筒である。溝（１１）は、燃焼室の冷媒流路である。
本発明では、上記中空構造体の製造方法をロケットエンジンの燃焼室（２５）の製造方法に用いることにより、電鋳法のみで形成する場合と比較して、成膜期間を短縮でき、成膜の手間やコストを削減することができる。
【００２１】
本発明のロケットエンジンの燃焼室は、断面が同心円状に設けられた内筒（１０ａ）と、内筒（１０ａ）の外側に、断面が同心円状に設けられた外筒（１５ａ）とを具備する。内筒（１０ａ）又は外筒（１５ａ）は、冷媒が流通可能な複数の冷媒流路（１４ａ）を有する。外筒（１５ａ）は、内筒（１０ａ）側に設けられた第１層（１２ａ）と、第１層（１２ａ）の外側に設けられた第２層（１３ａ）とを含む。第１層（１２ａ）と第２層（１３ａ）とは結晶構造が異なる。
本発明では、結晶構造が異なる異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。ロケットエンジンの燃焼室（２５）のような高温高圧の流体が燃焼し流通する厳しい使用環境の下で使用されるものは、このような特性を有することは特に好ましい。
【００２２】
上記のロケットエンジンの燃焼室において、第１層（１２ａ）は、針状結晶を主成分として含む。第２層（１３ａ）は、粒状結晶を主成分として含む。
本発明では、第１層（１２ａ）が針状結晶を主成分とし、第２層（１３ａ）が粒状結晶という異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。
【００２３】
上記のロケットエンジンの燃焼室において、第２層（１３ａ）は、第１層（１２ａ）よりも厚い。
本発明では、第２層（１３ａ）をコールドスプレー法で成膜し第１層（１２ａ）を電鋳法で成膜する場合には、第２層（１３ａ）を相対的に厚くしてコールドスプレー法をより多く用いることで、より、成膜期間を短縮でき、より成膜の手間やコストを削減することができる。
【発明の効果】
【００２４】
本発明により、品質を落とすことなくできるだけ短い期間で中空構造体を形成することが可能となる。また、本発明により、衝撃により強く信頼性をより高くする中空構造体又はロケットエンジンの燃焼室を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１Ａ】図１Ａは、従来のロケットエンジンの燃焼室の製造方法を示す説明図である。
【図１Ｂ】図１Ｂは、従来のロケットエンジンの燃焼室の製造方法を示す説明図である。
【図１Ｃ】図１Ｃは、従来のロケットエンジンの燃焼室の製造方法を示す説明図である。
【図１Ｄ】図１Ｄは、従来のロケットエンジンの燃焼室の製造方法を示す説明図である。
【図２Ａ】図２Ａは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の構成を示す斜視図である。
【図２Ｂ】図２Ｂは、図２Ａの中空構造体における第１層及び第２層の結晶状態を模式的に示す断面図である。
【図３Ａ】図３Ａは、本発明の実施の形態に係る中空構造体を適用したロケットエンジンの燃焼室を示す斜視図である。
【図３Ｂ】図３Ｂは、本発明の実施の形態に係る中空構造体を適用したロケットエンジンの燃焼室を示すｘｙ平面図である。
【図３Ｃ】図３Ｃは、本発明の実施の形態に係る中空構造体を適用したロケットエンジンの燃焼室を示すｚｘ断面図（図３ＢにおけるＡＡ’断面図）である。
【図４Ａ】図４Ａは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【図４Ｂ】図４Ｂは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【図４Ｃ】図４Ｃは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【図４Ｄ】図４Ｄは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【図４Ｅ】図４Ｅは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
以下、本発明の実施の形態に係るロケットエンジンの燃焼室及び中空構造体の製造方法について、添付図面を参照して説明する。
【００２７】
図２Ａは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の構成を示す斜視図である。この中空構造体１は、内部に流体（例示：冷媒）が通過可能な複数の冷却流路１４（複数の空間）を有している。流体として冷媒を用いれば、中空構造体１は冷却可能な部材として用いることができる。中空構造体１の形状は図２Ａのような板形状に限定されず、他の所望の形状（例示：柱状、筒状、面状、それらが湾曲した形状）を有していても良い。また、冷却流路１４の形状は図２Ａのような矩形断面や限定されず、他の所望の形状（例示：円又は楕円状、多角形状）を有していても良い。中空構造体１は、基材部１０と、積層部１５とを具備している。
【００２８】
基材部１０は、製造時に基材となる部分である。形状には特に限定がなく、図２Ａでは板状の例が示されている。基材部１０には、冷媒が通過可能な少なくとも一つの冷却流路１４が設けられている。ただし、冷却流路１４は、積層部１５に設けられていてもよい。材料としては、冷却効率や強度や延びの面から金属が例示される。ロケットエンジンの燃焼室の場合には、冷却効率や強度や延びが優れている銅又は銅を主成分とする合金が好ましい。
【００２９】
積層部１５は、製造時に基材上に形成される部分である。形状には特に限定はないが、後述の製造方法から層上構造となる。図２Ａでは板状の例が示されている。積層部１５の一部は、冷却流路１４の一側面を構成している。材料としては、基材部１０と一体に中空構造体１を構成することから、基材部１０と同一の材料であることが好ましい。すなわち、冷却効率や強度や延びの面から金属が例示される。ロケットエンジンの燃焼室の場合には、冷却効率や強度や延びが優れている銅又は銅を主成分とする合金が好ましい。
【００３０】
積層部１５は、第１層１２と第２層１３を備えている。第１層１２は、基材部１０の表面に層状に設けられている。その一部分は冷却水路１４の一側面を構成している。第２層１３は、第１層１２の表面に層状に設けられている。第１層１２と第２層１３とは、一体で積層部１５を構成するが、結晶構造が異なっている。以下に、第１層１２と第２層１３について更に説明する。
【００３１】
図２Ｂは、図２Ａの中空構造体における第１層及び第２層の結晶状態を模式的に示す断面図である。第１層１２は、針状結晶を主成分として含んでいる。針状結晶は、基材部１０から第２層１３に向かう方向に伸びている。一方、第２層１３は、粒状結晶を主成分として含んでいる。粒状結晶は、第１層１２上に積み重なるように形成されている。ただし、主成分とは、最も多い成分という意味である。すなわち、積層部１５は、結晶構造の異なる二つの層で構成されている。結晶構造の異なる二つの層は、後述されるように製造方法を異ならせることで実現することができる。例えば、第１層１２を電鋳法で、第２層１３をコールドスプレー法でそれぞれ形成することで上記結晶構造を実現できる。
【００３２】
このように、第１層１２と第２層１３の結晶構造が異なるため、すなわち異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。すなわち、ある衝撃が、一方の結晶構造にとって致命的であっても、他方の結晶構造には問題ない場合がある。そのような場合、その一方の結晶構造のみで積層部１５を構成する場合と比較して、衝撃に対する耐性を強化することができる。その結果、例えば、基材部１０から積層部１５への流体のリーク耐性を高めることができる。また、後述されるように第１層１２を電鋳法で、第２層１３をコールドスプレー法でそれぞれ形成する場合、製造期間の短縮やコストや手間の削減を図ることができる。
【００３３】
次に、この中空構造体１をロケットエンジンの燃焼室に適用した例について説明する。
図３Ａは本発明の実施の形態に係る中空構造体を適用したロケットエンジンの燃焼室を示す斜視図、図３Ｂはそのｘｙ平面図、及び図３Ｃはそのｚｘ断面図（図３ＢにおけるＡＡ’断面図）である。この燃焼室２５は、ロケットエンジンに用いられ、使用時に高温高圧の流体が燃焼し流通する。内部に冷媒が通過する複数の冷却流路１４ａ（複数の空間）を有し、その冷媒による冷却により燃焼室２５の温度を所望の温度以下に抑制する。燃焼室２５は、ｚ方向に伸び、中央付近がくびれた筒の形状を有している。燃焼室２５は、基材部としての内筒１０ａと、積層部としての外筒１５ａとを具備している。
【００３４】
内筒１０ａは、そのくびれた筒の内側の部分である。そのｘｙ断面は、内筒１０ａの内面と外面とが概ね同心円状になるように設けられている。内筒１０ａは、その外面に沿ってｚ方向の上から下まで貫通するように設けられ、冷媒が流通する複数の冷却流路１４ａを有している。冷却流路１４ａのｘｙ断面は、矩形の形状を有している。ただし、冷却流路１４は、外筒１５ａに設けられていてもよい。材料としては、冷却効率や強度や延びの面から銅又は銅を主成分とする合金が好ましい。なお、「概ね」とは製造誤差範囲での相違を許容する意味である（以下同じ）。
【００３５】
外筒１５ａは、そのくびれた筒の外側の部分であり、内筒１０ａの外面に結合されている。そのｘｙ断面は、外筒１５ａの内面と外面とが同心円状になるように設けられている。外筒１５ａの同心円の軸と内藤１０ａの同心円の軸とは概ね一致している。外筒１５ａの一部は、冷却流路１４の一側面を構成している。材料としては、内筒１０ａと一体に燃焼室２５を構成することから、内筒１０ａと同一の材料であることが好ましい。すなわち、冷却効率や強度や延びの面から銅又は銅を主成分とする合金が好ましい。
【００３６】
外筒１５ａは、第１層１２ａと第２層１３ａを備えている。第１層１２ａは、内筒１０ａ側に、内筒１０ａ上に層状に設けられ、図２Ｂにおける第１層１２と同様である。すなわち、内筒１０ａから第２層１３ａに向かう方向に伸びる針状結晶を主成分として含んでいる。第２層１３ａは、第１層１２ａの外側の表面に層状に設けられ、図２Ｂにおける第２層１３と同様である。すなわち、第１層１２ａ上に積み重なるように形成された粒状結晶を主成分として含んでいる。このように、外筒１５ａは、結晶構造の異なる二つの層で構成されている。このような結晶構造は、例えば、後述されるように第１層１２ａは電鋳法で、第２層１３ａはコールドスプレー法でそれぞれ形成することで実現される。
【００３７】
この場合にも、第１層１２ａと第２層１３ａの結晶構造が異なるため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。すなわち、燃焼室２５では、供給される液体燃料の極低温や、爆発による高温や高圧など様々な衝撃が加わる。このとき、ある衝撃が一方の結晶構造にとって致命的であっても、他方の結晶構造には問題ない場合がある。そのような場合、その一方の結晶構造のみで外筒１５ａを構成する場合と比較して、衝撃に対する耐性を強化することができる。その結果、例えば、内筒１０ａに部分的にクラックが入り、外筒１５ａに一部侵入するおそれがあったとしても、第１層１２ａ又は第２層１３ａのいずれかがその侵入をより確実に阻止することができる。その結果、液体燃料や燃焼ガスのリークなどをこれまで以上により確実に防止することができる。
【００３８】
また、第１層１２ａを電鋳法で、第２層１３ａをコールドスプレー法でそれぞれ形成する場合、第１層１２ａを相対的に薄くし、第２層１３ａを相対的に厚くすることが好ましい。それにより、後述されるように、製造期間の短縮や製造コストや製造の手間の削減を図ることができる。
【００３９】
次に、本発明の実施の形態に係る中空構造体（図２Ａ〜図２Ｂ）の製造方法について説明する。
図４Ａ〜図４Ｅは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【００４０】
まず、図４Ａに示すように、基材部１０の表面に複数の溝１１を形成する。溝１１は、最終的に流体流路１４となるものである。そのため、その数や形状は製造される中空構造体に求められる特性により決定される。この図の例では、流路方向に対して垂直な断面が矩形形状を有する溝１１が形成されている。
【００４１】
次に、図４Ｂに示すように、ワックスのような充填剤２０を複数の溝１１に充填する。充填剤２０は、その露出面と基材部の表面（露出面）とが概ね同一の平面を成すように充填される。これにより、この上に製造される第１層１２の平面性を高めることができる。また、第１層１２と基材部１０との接合を強固にすることができる。加えて、第１層１２及びその上に形成される第２層１３の延びや強度を高めることができる。
【００４２】
続いて、図４Ｃに示すように、充填剤２０及び基材部１０の露出面に銀粉のような導電層２１を形成する。すなわち、電鋳法において、電鋳皮膜を形成する領域に導電処理を施す。そして、電鋳法により、導電処理を施された充填剤２０及び基材部１０の表面（導電層２１上）に、電鋳皮膜として第１層１２を形成する。このとき、電鋳皮膜の膜厚は、第１層１２上に形成する第２層１３を安定的に形成するために必要な程度であればよく、厚くしないことが好ましい。電鋳法で厚い膜を形成することは、背景技術の欄で説明したように時間や手間やコストがかかるからである。第２層１３を安定的に形成するために必要な膜厚は、第２層１３の製造条件によって異なり、実験やシミュレーションなどにより決定される。例えば、銅の第２層１３をコールドスプレー法で後述される条件で成膜する場合、第１層１２として銅の電鋳皮膜を０．１ｍｍ以上積層する。
【００４３】
次に、図４Ｄに示すように、コールドスプレー法により、電鋳皮膜である第１層１２上に、コールドスプレー膜として第２層１３を形成する。例えば、銅のコールドスプレー膜を１０ｍｍ程度積層する。
銅のコールドスプレーの条件としては、例えば、
コールドスプレーの作動ガス：ヘリウム、窒素
銅粉末供給量：５０ｇ／ｍｉｎ−２００ｇ／ｍｉｎ
ガス圧力：２ＭＰａ−１０ＭＰａ
成膜前加熱炉内の粉末及びガス温度：２００℃−９５０℃
である。なお、コールドスプレー法を実施する場合、充填剤２０は予め除去してもよい。
この第１層１２と第２層１３とを合わせた膜厚が、積層部１５として所望の膜厚となるようにする。
【００４４】
その後、図４Ｅに示すように、複数の溝１１から充填剤２０を溶融等の方法により除去する。それにより、積層部１５と基材部１０とで囲まれた複数の冷却流路１４を有する中空構造体１を製造することができる。
【００４５】
この中空構造体１は、既述のように、電鋳法とコールドスプレー法を組み合わせて積層部１５を成膜している。ここで、コールドスプレー法の成膜速度は電鋳法の成膜速度と比較して極めて速い。そのため、電鋳法とコールドスプレー法を組み合わせて積層部１５（例示：銅膜）を成膜する場合の方が、電鋳法だけで積層部１５を成膜する場合と比較して、極めて短期間に成膜を終了させることができる。それにより、膜の強度や延びなどの力学的特性を維持しながら、中空構造体１の製造期間を短縮できる。
【００４６】
成膜時間を短縮する方法としては、電鋳法を用いず、コールドスプレー法のみで成膜することも考えられる。しかし、コールドスプレー法では、成膜時のガス圧力が非常に強い。そのため、充填剤２０に悪影響を与えてしまい、溝１１を適切に覆って冷却水路１４を形成することができず、積層部１５の形状も波打ってしまうという問題がある。しかし、本実施の形態では、第１層１２として電鋳法を用い、溝１１を適切に覆って冷却水路１４を形成してからコールドスプレー法を用いるので、上記問題を解消することができる。
【００４７】
また、この時、図２Ｂに示すように、第１層１２は針状結晶を主成分として含み、第２層１３は粒状結晶を主成分として含んでいる。すなわち、積層部１５は結晶構造の異なる二つの層で構成されている。このように異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。その結果、例えば、基材部１０から積層部１５への流体のリーク耐性を高めることができる。
【００４８】
また、電鋳法では、装置や浴の関係で成長が止まることや、成長が不適切になる場合が有る。成長が不適切になる場合には膜特性が著しく悪くなるため、成長を止める必要がある。このような場合、再び電鋳法を実施するためには、まず、浴槽から部材を取り出し、部材を洗浄し、部材表面を薄く削り、部材を洗浄し、部材を浴槽へ浸漬し、その後にようやく再び電鋳法を実施するという手順になる。そのため、手間やコストや時間が非常に多くかかることになる。
しかし、本実施の形態で示すように、電鋳法による第１層とコールドスプレー法による第２層とを積層することで、電鋳法でかかっていた成長停止に伴う手間やコストや時間を大幅に削減することが可能となる。特に、電鋳法による第１層の膜厚を相対的に薄くする一方、コールドスプレー法による第２層の膜厚を相対的に厚くすることにより、その効果をより一層高めることができ、好ましいといえる。
また、コールドスプレー法の場合、膜に傷がついた場合でも、表面を薄く削った後、直ぐに成膜を再開できるので、補修をすることも容易であるという効果もある。
【００４９】
次に、中空構造体１をロケットエンジンの燃焼室２５（図３Ａ〜図３Ｃ）に適用した場合について説明する。その製造方法は基本的に上記図４Ａ〜図４Ｅを参照して説明した場合と同様である。すなわち、以下のようになる。
【００５０】
まず、ロケットエンジン燃焼室２５用の内筒１０ａを準備する。そして、図４Ａの場合と同様に、内筒１０ａの表面に複数の溝を形成する。その溝は、最終的に流体流路１４ａとなるものである。そのため、その数や形状は製造される燃焼室２５に求められる特性により決定される。
【００５１】
次に、図４Ｂの場合と同様に、ワックスのような充填剤を複数の溝に充填する。充填剤は、その露出面と内筒１０ａの表面（露出面）とが概ね同一の平面を成すように充填される。これにより、この上に製造される第１層１２ａの平面性を高めることができる。また、第１層１２ａと内筒１０ａとの接合を強固にすることができる。加えて、第１層１２ａ及びその上に形成される第２層１３ａの延びや強度を高めることができる。
【００５２】
続いて、図４Ｃの場合と同様に、充填剤及び内筒１０ａの露出面に銀粉のような導電層を形成する。すなわち、電鋳法において、電鋳皮膜を形成する領域に導電処理を施す。そして、電鋳法により、導電処理を施された充填剤及び内筒１０ａの表面（導電層上）に、銅の電鋳皮膜として第１層１２ａを形成する。例えば、銅の電鋳皮膜を０．１ｍｍ以上積層する。０．１ｍｍ以上とするのは、第１層１２ａ上に形成する第２層１３ａを安定的に形成するためである。
【００５３】
次に、図４Ｄの場合と同様に、コールドスプレー法により、電鋳皮膜である第１層１２ａ上に、コールドスプレー膜として第２層１３ａを形成する。例えば、銅のコールドスプレー膜を１０ｍｍ程度積層する。
銅のコールドスプレーの条件としては、例えば、
コールドスプレーの作動ガス：ヘリウム、窒素
銅粉末供給量：５０ｇ／ｍｉｎ−２００ｇ／ｍｉｎ
ガス圧力：２ＭＰａ−１０ＭＰａ
成膜前加熱炉内の粉末及びガス温度：２００℃−９５０℃
である。なお、コールドスプレー法を実施する場合、充填剤は予め除去してもよい。
この第１層１２ａと第２層１３ａとを合わせた膜厚が、外筒１５ａとして所望の膜厚となるようにする。
【００５４】
その後、図４Ｅの場合と同様に、複数の溝から充填剤を溶融等の方法により除去する。それにより、外筒１５ａと内筒１０ａとで囲まれた複数の冷却流路１４ａを有する中空構造体１を製造することができる。
【００５５】
このロケットエンジンの燃焼室２５は、既述のように、電鋳法とコールドスプレー法を組み合わせて外筒１５ａを成膜している。ここで、ここで、コールドスプレー法の成膜速度は電鋳法の成膜速度と比較して極めて速い。そのため、電鋳法とコールドスプレー法を組み合わせて外筒１５ａ（銅膜）を成膜する場合の方が、電鋳法だけで外筒を成膜する場合と比較して、極めて短期間に成膜を終了させることができる。例えば、電鋳法だけで外筒を成膜する場合には２カ月程度の工期が必要であったが、要していたが、電鋳法とコールドスプレー法を組み合わせて外筒を成膜することで、２週間程度にまで工期を大幅に短縮することが可能となった。すなわち、膜の強度や延びなどの力学的特性を維持しながら、ロケットエンジンの燃焼室２５の製造期間を短縮できる。加えて、製造の手間や製造コストを削減することが可能となる。
【００５６】
上述の本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法の変形例について説明する。
本変形例では、コールドスプレー法により第１層１２（第１層１２ａ）上にコールドスプレー膜として第２層１３（第２層１３ａ）を形成する（図４Ｄ）とき、成膜途中及び成膜後に熱処理を実施する。例えば、１０ｍｍｔの膜厚の銅のコールドスプレー膜を製造している場合、膜厚が５ｍｍｔのときに一旦コールドスプレー法を停止し、熱処理を実行する。そして、膜厚が１０ｍｍｔになりコールドスプレー法が終了した後、更に熱処理を実行する。なお、熱処理を実施する場合、充填剤２０は予め（例示：コールドスプレー直前、又は、熱処理直前）除去してもよい。
【００５７】
熱処理条件は例えば以下のとおりである。
熱処理温度：２００℃−９５０℃
熱処理時間：１時間−１０時間
熱処理雰囲気：Ａｒガス雰囲気中、真空中（非酸化性雰囲気中）
なお、成膜中の熱処理回数や上記熱処理条件は上記の回数や条件に限定されず、成膜する膜や膜の成膜条件や所望の膜質に応じて設定される。
【００５８】
成膜する膜や膜の成膜条件や所望の膜質熱処理条件などに応じて、成膜途中の熱処理を省略し、成膜後の熱処理のみとすることもできる。また、コールドスプレー直前およびコールドスプレー中に、適切な条件で基材を熱しながら、成膜を行ってもよい。
【００５９】
熱処理を施すことにより、成膜中に生じた第２層１３（第２層１３ａ）の残留応力が成膜中及び成膜後に緩和される等の効果により、結晶性の良好な膜を安定的に成膜することができる。それにより、膜の強度や延びなどの力学的特性を向上させた状態で、相対的に厚い膜を成膜することがより可能になる。特に、ロケットエンジンの燃焼室２５の製造の場合、電鋳法のみで製造した場合と同等以上の性能を得ることができる。
【００６０】
本発明は上記実施の形態や変形例に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施の形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。
【符号の説明】
【００６１】
１ 中空構造体
１０ 基材部
１０ａ 内筒
１１ 溝
１２、１２ａ 第１層
１３、１３ａ 第２層
１４、１４ａ 冷却流路
１５ 積層部
１５ａ 外筒
２０ 充填剤
２１ 導電層
２５ 燃焼室
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケットエンジンの燃焼室及び中空構造体の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
内部に空間を有する構造体が知られている（以下、「中空構造体」ともいう）。中空構造体の内部の空間を、冷媒を流通させる冷却流路として使用すれば、中空構造体を冷却することが可能である。このような中空構造体の適用例として、航空宇宙用のロケットエンジンの燃焼室が考えられる。ロケットエンジンの燃焼室は使用時に極めて高温になるため、冷却しながら使用する必要がある。そのため、燃焼室には冷媒を流通させる複数の冷却流路が冷却構造として設けられている。
【０００３】
図１Ａ〜図１Ｄは、従来のロケットエンジンの燃焼室の製造方法を示す説明図である。まず、図１Ａに示すように、燃焼室の銅製の内筒１１０に複数の溝１１１を形成する。次に、図１Ｂに示すように、溝１１１にワックス１２０を充填する（中子充填）。その後、内筒１１０とワックス１２０の表面に銀粉１２１を塗布する（導電処理）。続いて、図１Ｃに示すように、導電処理を施された内筒１１０とワックス１２０の表面に電鋳法を行い、銅製の電鋳層１１２を形成する。その後、図１Ｄに示すように、ワックス１２０を除去し（中子除去）、銀粉１２１を除去する。以上により、複数の冷却流路１１４を有する銅製の燃焼室が製造される。
【０００４】
関連する技術として、特開２００４−１３７６０２号公報に基材にコーティング材料を施す方法が開示されている。この方法は、ボーショック層によって基材から吹き流されるのを回避するのに十分な大きさから５０ミクロンまでの範囲の大きさを有する金属粉末の粒子を準備するステップと、前記金属粉末が塑性変形するのに十分な速度でスプレーノズルを通って前記金属粉末の粒子を前記基材の少なくとも１つの面上を通過させ前記少なくとも１つの面上に堆積層を形成するステップとを有してなる、ことを特徴とする。本方法は、ロケットエンジンのマニホールドに対し実施されている。
【０００５】
特開平３−２３３５２号公報にロケットエンジンの燃焼室及びその製造方法が開示されている。このロケットエンジンの燃焼室の製造方法は、断面が同心円状に設けられた内筒と外筒とを有し、該内筒及び外筒の接する面の少なくとも一方に溝が設けられ冷媒の通過する冷却通路としたロケットエンジンの燃焼室の製造方法である。溝に耐熱可溶性中子を充填し内外筒を着接して内外筒の間を、真空密閉した後、これらを熱間静水圧加工することにより内外筒を拡散接合し、前記耐熱可溶性中子を除去することを特徴とする。本方法は、ロケットエンジン燃焼室に対して実施されている。
【０００６】
特開平４−４５２９６号公報に中空体の製造方法が開示されている。この中空体の製造方法は、中空体の中子を形成する母材の凹所に、常温で固体状態の昇華性物質を形状可変な状態にして充填する工程、充填された昇華性物質の露出面に粉末状にした導電性物質を塗布し導電層を形成する工程、電鋳法により導電層表面に電鋳層を形成させる工程、母材の凹所から充填された昇華性物質を外部へ昇華除去する工程、とから成ることを特徴とする。本方法は、ロケットエンジン燃焼室などに対して実施されている。
【０００７】
特開平２−１９７５９１号公報に銅電鋳方法が開示されている。この電鋳方法は、１３０〜１６０ｇ／Ｌの硫酸銅５水和物、１３０〜１６０ｇ／Ｌの硫酸、０〜１００ｐｐｍの塩素イオンを含み、残部は水から成る浴温が２４〜２８℃に保たれた酸性硫酸銅浴に、電鋳すべき製品と対極とを浸漬し、１〜７Ａ／ｄｍ２の電流密度で製品を陰極とする電解と、１〜７Ａ／ｄｍ２の電流密度で製品を陽極とする電解とを、製品を陰極とする時間が製品を陽極とする時間よりも長くなるような一定の周期で電解電流の極性を反転させながら電解して電着層を形成させることを特徴とする。本方法は、ロケットエンジン燃焼室などに対して実施されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】特開２００４−１３７６０２号公報
【特許文献２】特開平３−２３３５２号公報
【特許文献３】特開平４−４５２９６号公報
【特許文献４】特開平２−１９７５９１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
上記図１Ａ〜図１Ｄの例で示されるロケットエンジンの燃焼室のような中空構造体は、電鋳法により形成されている。しかし、電鋳法は以下のような問題点が有る。（１）中子充填（図１Ｂ）、導電処理（図１Ｂ）、及び中子除去（図１Ｄ）は、それぞれ１日以上の期間を要する。（２）電鋳法による膜（例示：銅）の成長速度が極めて遅く、目標膜厚の到達まで数ヶ月かかる。（３）電鋳法により膜（例示：銅）を成長させる場合、膜が均一に成長させることが難しく、膜厚が厚くなると不均一な層が形成されてくる。そのため、膜の成長を途中で停止し、不均一な層を切削除去し、所定の洗浄後に再び電鋳法で膜の成長を行う、という一連の処理が複数回必要となる。このことが、製造に掛かる日数を増加させている。
【００１０】
以上のような問題点のため、中空構造体であるロケットエンジンの燃焼室の製造フロータイムは約数ヶ月と長くなっている。ここで、製造フロータイムを短縮するために電鋳法を用い、不均一な層を残したまま製造を続けることも考え得るが、膜（例示：銅）に要求される品質の高さを維持することができず適用できない。品質を落とすことなくできるだけ短い期間で中空構造体を形成することが可能な技術が望まれる。また、特に、ロケットエンジンの燃焼室の場合、熱や圧力などの衝撃によるリークの発生は、ロケットの運航に極めて重大な影響を及ぼす。衝撃により強くかつ信頼性をより高くすることが可能な技術が求められる。
【００１１】
従って、本発明の目的は、品質を落とすことなくできるだけ短い期間で中空構造体を形成することが可能な中空構造体の製造方法を提供することにある。
【００１２】
また、本発明の他の目的は、衝撃により強く信頼性をより高くする中空構造体又はロケットエンジンの燃焼室を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
以下に、発明を実施するための形態で使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、特許請求の範囲に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【００１４】
本発明の中空構造体の製造方法は、部材（１０）に溝（１１）を形成する工程と、充填剤（２０）を溝（１１）に充填する工程と、充填剤（２０）及び部材（１０）の露出面に導電層（２１）を形成する工程と、電鋳法により、導電層（２１）上に第１層（１２）を形成する工程と、コールドスプレー法により、第１層（１２）上に第２層（１３）を形成する工程と、溝（１１）から充填剤（２０）を除去する工程とを具備する。
【００１５】
本発明では、部材（１０）及び充填層（２０）を覆うように形成する層を、第１層（１２）と第２層（１３）とに分けてそれぞれ電鋳法とコールドスプレー法とで製造している。成膜速度が早く、取り扱いが容易なコールドスプレー法を用いることで、電鋳法のみで形成する場合と比較して、成膜期間を短縮でき、成膜の手間やコストを削減することができる。
【００１６】
上記の中空構造体の製造方法において、第２層（１３）を非酸化性雰囲気中で熱処理する工程を更に具備する。
本発明では、後工程として熱処理を加えることで、主にコールドスプレー法で成膜した第２層（１３）の残留応力を開放して、第２層（１３）の力学的特性を向上させることができる。
【００１７】
上記の中空構造体の製造方法において、第２層（１３）を形成する工程は、第２層（１３）を形成することを一時中止して第２層（１３）を熱処理する工程を含む。
本発明では、途中工程として熱処理を加えることで、主にコールドスプレー法で成膜した第２層（１３）の残留応力を開放して、第２層（１３）の力学的特性を向上させることができる。また、成膜途中で残留応力が開放されて膜成長が良好に続くので、相対的に厚い膜を成膜することがより可能になる。
【００１８】
上記の中空構造体の製造方法において、第２層（１３）は、第１層（１２）よりも厚い。
本発明では、成膜速度が早く、取り扱いが容易なコールドスプレー法をより多く用いることで、より、成膜期間を短縮でき、より成膜の手間やコストを削減することができる。
【００１９】
上記の中空構造体の製造方法において、第１層（１２）は、針状結晶を主成分として含む。第２層（１３）は、粒状結晶を主成分として含む。
本発明では、異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。
【００２０】
上記の中空構造体の製造方法において、部材（１０）は、ロケットエンジンの燃焼室の内筒である。第１層（１２）及び第２層（１３）は、燃焼室の外筒である。溝（１１）は、燃焼室の冷媒流路である。
本発明では、上記中空構造体の製造方法をロケットエンジンの燃焼室（２５）の製造方法に用いることにより、電鋳法のみで形成する場合と比較して、成膜期間を短縮でき、成膜の手間やコストを削減することができる。
【００２１】
本発明のロケットエンジンの燃焼室は、断面が同心円状に設けられた内筒（１０ａ）と、内筒（１０ａ）の外側に、断面が同心円状に設けられた外筒（１５ａ）とを具備する。内筒（１０ａ）又は外筒（１５ａ）は、冷媒が流通可能な複数の冷媒流路（１４ａ）を有する。外筒（１５ａ）は、内筒（１０ａ）側に設けられた第１層（１２ａ）と、第１層（１２ａ）の外側に設けられた第２層（１３ａ）とを含む。第１層（１２ａ）と第２層（１３ａ）とは結晶構造が異なる。
本発明では、結晶構造が異なる異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。ロケットエンジンの燃焼室（２５）のような高温高圧の流体が燃焼し流通する厳しい使用環境の下で使用されるものは、このような特性を有することは特に好ましい。
【００２２】
上記のロケットエンジンの燃焼室において、第１層（１２ａ）は、針状結晶を主成分として含む。第２層（１３ａ）は、粒状結晶を主成分として含む。
本発明では、第１層（１２ａ）が針状結晶を主成分とし、第２層（１３ａ）が粒状結晶という異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。
【００２３】
上記のロケットエンジンの燃焼室において、第２層（１３ａ）は、第１層（１２ａ）よりも厚い。
本発明では、第２層（１３ａ）をコールドスプレー法で成膜し第１層（１２ａ）を電鋳法で成膜する場合には、第２層（１３ａ）を相対的に厚くしてコールドスプレー法をより多く用いることで、より、成膜期間を短縮でき、より成膜の手間やコストを削減することができる。
【発明の効果】
【００２４】
本発明により、品質を落とすことなくできるだけ短い期間で中空構造体を形成することが可能となる。また、本発明により、衝撃により強く信頼性をより高くする中空構造体又はロケットエンジンの燃焼室を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１Ａ】図１Ａは、従来のロケットエンジンの燃焼室の製造方法を示す説明図である。
【図１Ｂ】図１Ｂは、従来のロケットエンジンの燃焼室の製造方法を示す説明図である。
【図１Ｃ】図１Ｃは、従来のロケットエンジンの燃焼室の製造方法を示す説明図である。
【図１Ｄ】図１Ｄは、従来のロケットエンジンの燃焼室の製造方法を示す説明図である。
【図２Ａ】図２Ａは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の構成を示す斜視図である。
【図２Ｂ】図２Ｂは、図２Ａの中空構造体における第１層及び第２層の結晶状態を模式的に示す断面図である。
【図３Ａ】図３Ａは、本発明の実施の形態に係る中空構造体を適用したロケットエンジンの燃焼室を示す斜視図である。
【図３Ｂ】図３Ｂは、本発明の実施の形態に係る中空構造体を適用したロケットエンジンの燃焼室を示すｘｙ平面図である。
【図３Ｃ】図３Ｃは、本発明の実施の形態に係る中空構造体を適用したロケットエンジンの燃焼室を示すｚｘ断面図（図３ＢにおけるＡＡ’断面図）である。
【図４Ａ】図４Ａは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【図４Ｂ】図４Ｂは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【図４Ｃ】図４Ｃは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【図４Ｄ】図４Ｄは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【図４Ｅ】図４Ｅは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
以下、本発明の実施の形態に係るロケットエンジンの燃焼室及び中空構造体の製造方法について、添付図面を参照して説明する。
【００２７】
図２Ａは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の構成を示す斜視図である。この中空構造体１は、内部に流体（例示：冷媒）が通過可能な複数の冷却流路１４（複数の空間）を有している。流体として冷媒を用いれば、中空構造体１は冷却可能な部材として用いることができる。中空構造体１の形状は図２Ａのような板形状に限定されず、他の所望の形状（例示：柱状、筒状、面状、それらが湾曲した形状）を有していても良い。また、冷却流路１４の形状は図２Ａのような矩形断面や限定されず、他の所望の形状（例示：円又は楕円状、多角形状）を有していても良い。中空構造体１は、基材部１０と、積層部１５とを具備している。
【００２８】
基材部１０は、製造時に基材となる部分である。形状には特に限定がなく、図２Ａでは板状の例が示されている。基材部１０には、冷媒が通過可能な少なくとも一つの冷却流路１４が設けられている。ただし、冷却流路１４は、積層部１５に設けられていてもよい。材料としては、冷却効率や強度や延びの面から金属が例示される。ロケットエンジンの燃焼室の場合には、冷却効率や強度や延びが優れている銅又は銅を主成分とする合金が好ましい。
【００２９】
積層部１５は、製造時に基材上に形成される部分である。形状には特に限定はないが、後述の製造方法から層上構造となる。図２Ａでは板状の例が示されている。積層部１５の一部は、冷却流路１４の一側面を構成している。材料としては、基材部１０と一体に中空構造体１を構成することから、基材部１０と同一の材料であることが好ましい。すなわち、冷却効率や強度や延びの面から金属が例示される。ロケットエンジンの燃焼室の場合には、冷却効率や強度や延びが優れている銅又は銅を主成分とする合金が好ましい。
【００３０】
積層部１５は、第１層１２と第２層１３を備えている。第１層１２は、基材部１０の表面に層状に設けられている。その一部分は冷却水路１４の一側面を構成している。第２層１３は、第１層１２の表面に層状に設けられている。第１層１２と第２層１３とは、一体で積層部１５を構成するが、結晶構造が異なっている。以下に、第１層１２と第２層１３について更に説明する。
【００３１】
図２Ｂは、図２Ａの中空構造体における第１層及び第２層の結晶状態を模式的に示す断面図である。第１層１２は、針状結晶を主成分として含んでいる。針状結晶は、基材部１０から第２層１３に向かう方向に伸びている。一方、第２層１３は、粒状結晶を主成分として含んでいる。粒状結晶は、第１層１２上に積み重なるように形成されている。ただし、主成分とは、最も多い成分という意味である。すなわち、積層部１５は、結晶構造の異なる二つの層で構成されている。結晶構造の異なる二つの層は、後述されるように製造方法を異ならせることで実現することができる。例えば、第１層１２を電鋳法で、第２層１３をコールドスプレー法でそれぞれ形成することで上記結晶構造を実現できる。
【００３２】
このように、第１層１２と第２層１３の結晶構造が異なるため、すなわち異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。すなわち、ある衝撃が、一方の結晶構造にとって致命的であっても、他方の結晶構造には問題ない場合がある。そのような場合、その一方の結晶構造のみで積層部１５を構成する場合と比較して、衝撃に対する耐性を強化することができる。その結果、例えば、基材部１０から積層部１５への流体のリーク耐性を高めることができる。また、後述されるように第１層１２を電鋳法で、第２層１３をコールドスプレー法でそれぞれ形成する場合、製造期間の短縮やコストや手間の削減を図ることができる。
【００３３】
次に、この中空構造体１をロケットエンジンの燃焼室に適用した例について説明する。
図３Ａは本発明の実施の形態に係る中空構造体を適用したロケットエンジンの燃焼室を示す斜視図、図３Ｂはそのｘｙ平面図、及び図３Ｃはそのｚｘ断面図（図３ＢにおけるＡＡ’断面図）である。この燃焼室２５は、ロケットエンジンに用いられ、使用時に高温高圧の流体が燃焼し流通する。内部に冷媒が通過する複数の冷却流路１４ａ（複数の空間）を有し、その冷媒による冷却により燃焼室２５の温度を所望の温度以下に抑制する。燃焼室２５は、ｚ方向に伸び、中央付近がくびれた筒の形状を有している。燃焼室２５は、基材部としての内筒１０ａと、積層部としての外筒１５ａとを具備している。
【００３４】
内筒１０ａは、そのくびれた筒の内側の部分である。そのｘｙ断面は、内筒１０ａの内面と外面とが概ね同心円状になるように設けられている。内筒１０ａは、その外面に沿ってｚ方向の上から下まで貫通するように設けられ、冷媒が流通する複数の冷却流路１４ａを有している。冷却流路１４ａのｘｙ断面は、矩形の形状を有している。ただし、冷却流路１４は、外筒１５ａに設けられていてもよい。材料としては、冷却効率や強度や延びの面から銅又は銅を主成分とする合金が好ましい。なお、「概ね」とは製造誤差範囲での相違を許容する意味である（以下同じ）。
【００３５】
外筒１５ａは、そのくびれた筒の外側の部分であり、内筒１０ａの外面に結合されている。そのｘｙ断面は、外筒１５ａの内面と外面とが同心円状になるように設けられている。外筒１５ａの同心円の軸と内藤１０ａの同心円の軸とは概ね一致している。外筒１５ａの一部は、冷却流路１４の一側面を構成している。材料としては、内筒１０ａと一体に燃焼室２５を構成することから、内筒１０ａと同一の材料であることが好ましい。すなわち、冷却効率や強度や延びの面から銅又は銅を主成分とする合金が好ましい。
【００３６】
外筒１５ａは、第１層１２ａと第２層１３ａを備えている。第１層１２ａは、内筒１０ａ側に、内筒１０ａ上に層状に設けられ、図２Ｂにおける第１層１２と同様である。すなわち、内筒１０ａから第２層１３ａに向かう方向に伸びる針状結晶を主成分として含んでいる。第２層１３ａは、第１層１２ａの外側の表面に層状に設けられ、図２Ｂにおける第２層１３と同様である。すなわち、第１層１２ａ上に積み重なるように形成された粒状結晶を主成分として含んでいる。このように、外筒１５ａは、結晶構造の異なる二つの層で構成されている。このような結晶構造は、例えば、後述されるように第１層１２ａは電鋳法で、第２層１３ａはコールドスプレー法でそれぞれ形成することで実現される。
【００３７】
この場合にも、第１層１２ａと第２層１３ａの結晶構造が異なるため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。すなわち、燃焼室２５では、供給される液体燃料の極低温や、爆発による高温や高圧など様々な衝撃が加わる。このとき、ある衝撃が一方の結晶構造にとって致命的であっても、他方の結晶構造には問題ない場合がある。そのような場合、その一方の結晶構造のみで外筒１５ａを構成する場合と比較して、衝撃に対する耐性を強化することができる。その結果、例えば、内筒１０ａに部分的にクラックが入り、外筒１５ａに一部侵入するおそれがあったとしても、第１層１２ａ又は第２層１３ａのいずれかがその侵入をより確実に阻止することができる。その結果、液体燃料や燃焼ガスのリークなどをこれまで以上により確実に防止することができる。
【００３８】
また、第１層１２ａを電鋳法で、第２層１３ａをコールドスプレー法でそれぞれ形成する場合、第１層１２ａを相対的に薄くし、第２層１３ａを相対的に厚くすることが好ましい。それにより、後述されるように、製造期間の短縮や製造コストや製造の手間の削減を図ることができる。
【００３９】
次に、本発明の実施の形態に係る中空構造体（図２Ａ〜図２Ｂ）の製造方法について説明する。
図４Ａ〜図４Ｅは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
【００４０】
まず、図４Ａに示すように、基材部１０の表面に複数の溝１１を形成する。溝１１は、最終的に流体流路１４となるものである。そのため、その数や形状は製造される中空構造体に求められる特性により決定される。この図の例では、流路方向に対して垂直な断面が矩形形状を有する溝１１が形成されている。
【００４１】
次に、図４Ｂに示すように、ワックスのような充填剤２０を複数の溝１１に充填する。充填剤２０は、その露出面と基材部の表面（露出面）とが概ね同一の平面を成すように充填される。これにより、この上に製造される第１層１２の平面性を高めることができる。また、第１層１２と基材部１０との接合を強固にすることができる。加えて、第１層１２及びその上に形成される第２層１３の延びや強度を高めることができる。
【００４２】
続いて、図４Ｃに示すように、充填剤２０及び基材部１０の露出面に銀粉のような導電層２１を形成する。すなわち、電鋳法において、電鋳皮膜を形成する領域に導電処理を施す。そして、電鋳法により、導電処理を施された充填剤２０及び基材部１０の表面（導電層２１上）に、電鋳皮膜として第１層１２を形成する。このとき、電鋳皮膜の膜厚は、第１層１２上に形成する第２層１３を安定的に形成するために必要な程度であればよく、厚くしないことが好ましい。電鋳法で厚い膜を形成することは、背景技術の欄で説明したように時間や手間やコストがかかるからである。第２層１３を安定的に形成するために必要な膜厚は、第２層１３の製造条件によって異なり、実験やシミュレーションなどにより決定される。例えば、銅の第２層１３をコールドスプレー法で後述される条件で成膜する場合、第１層１２として銅の電鋳皮膜を０．１ｍｍ以上積層する。
【００４３】
次に、図４Ｄに示すように、コールドスプレー法により、電鋳皮膜である第１層１２上に、コールドスプレー膜として第２層１３を形成する。例えば、銅のコールドスプレー膜を１０ｍｍ程度積層する。
銅のコールドスプレーの条件としては、例えば、
コールドスプレーの作動ガス：ヘリウム、窒素
銅粉末供給量：５０ｇ／ｍｉｎ−２００ｇ／ｍｉｎ
ガス圧力：２ＭＰａ−１０ＭＰａ
成膜前加熱炉内の粉末及びガス温度：２００℃−９５０℃
である。なお、コールドスプレー法を実施する場合、充填剤２０は予め除去してもよい。
この第１層１２と第２層１３とを合わせた膜厚が、積層部１５として所望の膜厚となるようにする。
【００４４】
その後、図４Ｅに示すように、複数の溝１１から充填剤２０を溶融等の方法により除去する。それにより、積層部１５と基材部１０とで囲まれた複数の冷却流路１４を有する中空構造体１を製造することができる。
【００４５】
この中空構造体１は、既述のように、電鋳法とコールドスプレー法を組み合わせて積層部１５を成膜している。ここで、コールドスプレー法の成膜速度は電鋳法の成膜速度と比較して極めて速い。そのため、電鋳法とコールドスプレー法を組み合わせて積層部１５（例示：銅膜）を成膜する場合の方が、電鋳法だけで積層部１５を成膜する場合と比較して、極めて短期間に成膜を終了させることができる。それにより、膜の強度や延びなどの力学的特性を維持しながら、中空構造体１の製造期間を短縮できる。
【００４６】
成膜時間を短縮する方法としては、電鋳法を用いず、コールドスプレー法のみで成膜することも考えられる。しかし、コールドスプレー法では、成膜時のガス圧力が非常に強い。そのため、充填剤２０に悪影響を与えてしまい、溝１１を適切に覆って冷却水路１４を形成することができず、積層部１５の形状も波打ってしまうという問題がある。しかし、本実施の形態では、第１層１２として電鋳法を用い、溝１１を適切に覆って冷却水路１４を形成してからコールドスプレー法を用いるので、上記問題を解消することができる。
【００４７】
また、この時、図２Ｂに示すように、第１層１２は針状結晶を主成分として含み、第２層１３は粒状結晶を主成分として含んでいる。すなわち、積層部１５は結晶構造の異なる二つの層で構成されている。このように異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。その結果、例えば、基材部１０から積層部１５への流体のリーク耐性を高めることができる。
【００４８】
また、電鋳法では、装置や浴の関係で成長が止まることや、成長が不適切になる場合が有る。成長が不適切になる場合には膜特性が著しく悪くなるため、成長を止める必要がある。このような場合、再び電鋳法を実施するためには、まず、浴槽から部材を取り出し、部材を洗浄し、部材表面を薄く削り、部材を洗浄し、部材を浴槽へ浸漬し、その後にようやく再び電鋳法を実施するという手順になる。そのため、手間やコストや時間が非常に多くかかることになる。
しかし、本実施の形態で示すように、電鋳法による第１層とコールドスプレー法による第２層とを積層することで、電鋳法でかかっていた成長停止に伴う手間やコストや時間を大幅に削減することが可能となる。特に、電鋳法による第１層の膜厚を相対的に薄くする一方、コールドスプレー法による第２層の膜厚を相対的に厚くすることにより、その効果をより一層高めることができ、好ましいといえる。
また、コールドスプレー法の場合、膜に傷がついた場合でも、表面を薄く削った後、直ぐに成膜を再開できるので、補修をすることも容易であるという効果もある。
【００４９】
次に、中空構造体１をロケットエンジンの燃焼室２５（図３Ａ〜図３Ｃ）に適用した場合について説明する。その製造方法は基本的に上記図４Ａ〜図４Ｅを参照して説明した場合と同様である。すなわち、以下のようになる。
【００５０】
まず、ロケットエンジン燃焼室２５用の内筒１０ａを準備する。そして、図４Ａの場合と同様に、内筒１０ａの表面に複数の溝を形成する。その溝は、最終的に流体流路１４ａとなるものである。そのため、その数や形状は製造される燃焼室２５に求められる特性により決定される。
【００５１】
次に、図４Ｂの場合と同様に、ワックスのような充填剤を複数の溝に充填する。充填剤は、その露出面と内筒１０ａの表面（露出面）とが概ね同一の平面を成すように充填される。これにより、この上に製造される第１層１２ａの平面性を高めることができる。また、第１層１２ａと内筒１０ａとの接合を強固にすることができる。加えて、第１層１２ａ及びその上に形成される第２層１３ａの延びや強度を高めることができる。
【００５２】
続いて、図４Ｃの場合と同様に、充填剤及び内筒１０ａの露出面に銀粉のような導電層を形成する。すなわち、電鋳法において、電鋳皮膜を形成する領域に導電処理を施す。そして、電鋳法により、導電処理を施された充填剤及び内筒１０ａの表面（導電層上）に、銅の電鋳皮膜として第１層１２ａを形成する。例えば、銅の電鋳皮膜を０．１ｍｍ以上積層する。０．１ｍｍ以上とするのは、第１層１２ａ上に形成する第２層１３ａを安定的に形成するためである。
【００５３】
次に、図４Ｄの場合と同様に、コールドスプレー法により、電鋳皮膜である第１層１２ａ上に、コールドスプレー膜として第２層１３ａを形成する。例えば、銅のコールドスプレー膜を１０ｍｍ程度積層する。
銅のコールドスプレーの条件としては、例えば、
コールドスプレーの作動ガス：ヘリウム、窒素
銅粉末供給量：５０ｇ／ｍｉｎ−２００ｇ／ｍｉｎ
ガス圧力：２ＭＰａ−１０ＭＰａ
成膜前加熱炉内の粉末及びガス温度：２００℃−９５０℃
である。なお、コールドスプレー法を実施する場合、充填剤は予め除去してもよい。
この第１層１２ａと第２層１３ａとを合わせた膜厚が、外筒１５ａとして所望の膜厚となるようにする。
【００５４】
その後、図４Ｅの場合と同様に、複数の溝から充填剤を溶融等の方法により除去する。それにより、外筒１５ａと内筒１０ａとで囲まれた複数の冷却流路１４ａを有する中空構造体１を製造することができる。
【００５５】
このロケットエンジンの燃焼室２５は、既述のように、電鋳法とコールドスプレー法を組み合わせて外筒１５ａを成膜している。ここで、ここで、コールドスプレー法の成膜速度は電鋳法の成膜速度と比較して極めて速い。そのため、電鋳法とコールドスプレー法を組み合わせて外筒１５ａ（銅膜）を成膜する場合の方が、電鋳法だけで外筒を成膜する場合と比較して、極めて短期間に成膜を終了させることができる。例えば、電鋳法だけで外筒を成膜する場合には２カ月程度の工期が必要であったが、要していたが、電鋳法とコールドスプレー法を組み合わせて外筒を成膜することで、２週間程度にまで工期を大幅に短縮することが可能となった。すなわち、膜の強度や延びなどの力学的特性を維持しながら、ロケットエンジンの燃焼室２５の製造期間を短縮できる。加えて、製造の手間や製造コストを削減することが可能となる。
【００５６】
上述の本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法の変形例について説明する。
本変形例では、コールドスプレー法により第１層１２（第１層１２ａ）上にコールドスプレー膜として第２層１３（第２層１３ａ）を形成する（図４Ｄ）とき、成膜途中及び成膜後に熱処理を実施する。例えば、１０ｍｍｔの膜厚の銅のコールドスプレー膜を製造している場合、膜厚が５ｍｍｔのときに一旦コールドスプレー法を停止し、熱処理を実行する。そして、膜厚が１０ｍｍｔになりコールドスプレー法が終了した後、更に熱処理を実行する。なお、熱処理を実施する場合、充填剤２０は予め（例示：コールドスプレー直前、又は、熱処理直前）除去してもよい。
【００５７】
熱処理条件は例えば以下のとおりである。
熱処理温度：２００℃−９５０℃
熱処理時間：１時間−１０時間
熱処理雰囲気：Ａｒガス雰囲気中、真空中（非酸化性雰囲気中）
なお、成膜中の熱処理回数や上記熱処理条件は上記の回数や条件に限定されず、成膜する膜や膜の成膜条件や所望の膜質に応じて設定される。
【００５８】
成膜する膜や膜の成膜条件や所望の膜質熱処理条件などに応じて、成膜途中の熱処理を省略し、成膜後の熱処理のみとすることもできる。また、コールドスプレー直前およびコールドスプレー中に、適切な条件で基材を熱しながら、成膜を行ってもよい。
【００５９】
熱処理を施すことにより、成膜中に生じた第２層１３（第２層１３ａ）の残留応力が成膜中及び成膜後に緩和される等の効果により、結晶性の良好な膜を安定的に成膜することができる。それにより、膜の強度や延びなどの力学的特性を向上させた状態で、相対的に厚い膜を成膜することがより可能になる。特に、ロケットエンジンの燃焼室２５の製造の場合、電鋳法のみで製造した場合と同等以上の性能を得ることができる。
【００６０】
本発明は上記実施の形態や変形例に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施の形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。
【符号の説明】
【００６１】
１ 中空構造体
１０ 基材部
１０ａ 内筒
１１ 溝
１２、１２ａ 第１層
１３、１３ａ 第２層
１４、１４ａ 冷却流路
１５ 積層部
１５ａ 外筒
２０ 充填剤
２１ 導電層
２５ 燃焼室
【特許請求の範囲】
【請求項１】
部材に溝を形成する工程と、
充填剤を前記溝に充填する工程と、
前記充填剤及び前記部材の露出面に導電層を形成する工程と、
電鋳法により、前記導電層上に第１層を形成する工程と、
コールドスプレー法により、前記第１層上に第２層を形成する工程と、
前記溝から前記充填剤を除去する工程と
を具備する
中空構造体の製造方法。
【請求項２】
請求項１に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第２層を非酸化性雰囲気中で熱処理する工程を更に具備する
中空構造体の製造方法。
【請求項３】
請求項１又は２に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第２層を形成する工程は、
前記第２層を形成することを一時中止して前記第２層を熱処理する工程を含む
中空構造体の製造方法。
【請求項４】
請求項１乃至３のいずれか一項に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第２層は、前記第１層よりも厚い
中空構造体の製造方法。
【請求項５】
請求項１乃至４のいずれか一項に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第１層は、針状結晶を主成分として含み
前記第２層は、粒状結晶を主成分として含む
中空構造体の製造方法。
【請求項６】
請求項１乃至５のいずれか一項に記載の中空構造体の製造方法において、
前記部材は、ロケットエンジンの燃焼室の内筒であり、
前記第１層及び前記第２層は、前記燃焼室の外筒であり、
前記溝は、前記燃焼室の冷媒流路である
中空構造体の製造方法。
【請求項７】
断面が同心円状に設けられた内筒と、
前記内筒の外側に、断面が同心円状に設けられた外筒と
を具備し、
前記内筒又は前記外筒は、冷媒が流通可能な複数の冷媒流路を有し、
前記外筒は、
前記内筒側に設けられた第１層と、
前記第１層の外側に設けられた第２層と
を含み、
前記第１層と前記第２層とは結晶構造が異なる
ロケットエンジンの燃焼室。
【請求項８】
請求項７に記載のロケットエンジンの燃焼室において、
前記第１層は、針状結晶を主成分として含み
前記第２層は、粒状結晶を主成分として含む
ロケットエンジンの燃焼室。
【請求項９】
請求項８に記載のロケットエンジンの燃焼室において、
前記第２層は、前記第１層よりも厚い
ロケットエンジンの燃焼室。
【請求項１】
部材に溝を形成する工程と、
充填剤を前記溝に充填する工程と、
前記充填剤及び前記部材の露出面に導電層を形成する工程と、
電鋳法により、前記導電層上に第１層を形成する工程と、
コールドスプレー法により、前記第１層上に第２層を形成する工程と、
前記溝から前記充填剤を除去する工程と
を具備する
中空構造体の製造方法。
【請求項２】
請求項１に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第２層を非酸化性雰囲気中で熱処理する工程を更に具備する
中空構造体の製造方法。
【請求項３】
請求項１又は２に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第２層を形成する工程は、
前記第２層を形成することを一時中止して前記第２層を熱処理する工程を含む
中空構造体の製造方法。
【請求項４】
請求項１乃至３のいずれか一項に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第２層は、前記第１層よりも厚い
中空構造体の製造方法。
【請求項５】
請求項１乃至４のいずれか一項に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第１層は、針状結晶を主成分として含み
前記第２層は、粒状結晶を主成分として含む
中空構造体の製造方法。
【請求項６】
請求項１乃至５のいずれか一項に記載の中空構造体の製造方法において、
前記部材は、ロケットエンジンの燃焼室の内筒であり、
前記第１層及び前記第２層は、前記燃焼室の外筒であり、
前記溝は、前記燃焼室の冷媒流路である
中空構造体の製造方法。
【請求項７】
断面が同心円状に設けられた内筒と、
前記内筒の外側に、断面が同心円状に設けられた外筒と
を具備し、
前記内筒又は前記外筒は、冷媒が流通可能な複数の冷媒流路を有し、
前記外筒は、
前記内筒側に設けられた第１層と、
前記第１層の外側に設けられた第２層と
を含み、
前記第１層と前記第２層とは結晶構造が異なる
ロケットエンジンの燃焼室。
【請求項８】
請求項７に記載のロケットエンジンの燃焼室において、
前記第１層は、針状結晶を主成分として含み
前記第２層は、粒状結晶を主成分として含む
ロケットエンジンの燃焼室。
【請求項９】
請求項８に記載のロケットエンジンの燃焼室において、
前記第２層は、前記第１層よりも厚い
ロケットエンジンの燃焼室。
【図１Ａ】
【図１Ｂ】
【図１Ｃ】
【図１Ｄ】
【図２Ａ】
【図２Ｂ】
【図３Ａ】
【図３Ｂ】
【図３Ｃ】
【図４Ａ】
【図４Ｂ】
【図４Ｃ】
【図４Ｄ】
【図４Ｅ】
【図１Ｂ】
【図１Ｃ】
【図１Ｄ】
【図２Ａ】
【図２Ｂ】
【図３Ａ】
【図３Ｂ】
【図３Ｃ】
【図４Ａ】
【図４Ｂ】
【図４Ｃ】
【図４Ｄ】
【図４Ｅ】
【公開番号】特開２０１２−５７２０３（Ｐ２０１２−５７２０３Ａ）
【公開日】平成２４年３月２２日（２０１２．３．２２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−２００３３２（Ｐ２０１０−２００３３２）
【出願日】平成２２年９月７日（２０１０．９．７）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２４年３月２２日（２０１２．３．２２）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年９月７日（２０１０．９．７）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【Ｆターム（参考）】
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