(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙ビークルのロケットエンジンに燃料供給するためのポンプ（２）を駆動するためのデバイスであって、慣性円盤（１）と、前記慣性円盤の回転を前記ポンプに伝達するための手段とを備え、前記慣性円盤は前記ポンプに機械的に連結し、
前記慣性円盤（１）を始動時に回転させた後、その運動エネルギーにより前記ポンプ（２）を駆動し、また前記ポンプ（２）が駆動している時に前記慣性円盤（１）を始動させるための電動機には電力は供給されないことを特徴とするデバイス。
【請求項２】
前記伝達手段が、前記慣性円盤と前記ポンプとの間の共通のシャフト（２０）であることを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項３】
前記伝達手段が、慣性円盤と前記ポンプを結合および結合解除するように適合されたクラッチデバイス（２１）を含むことを特徴とする請求項１または２に記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項４】
前記伝達手段が、慣性円盤とポンプの駆動比を変更するためのデバイスを含む請求項１から３のいずれかに記載のロケットエンジンを燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項５】
前記慣性円盤を始動させるための電動機（３）を含むことを特徴とする前記請求項１乃至請求項４のいずれかに記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項６】
前記電動機（３）が、前記宇宙ビークルの外部にある電源（Ａ１）によって電力供給されることを特徴とする請求項５に記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項７】
前記電動機が、前記宇宙ビークルの内部にある電源（Ａ２）によって電力供給され、前記電動機が、前記宇宙ビークルの離陸後に前記慣性円盤のエネルギーを節約して使うことができるようにすることを特徴とする請求項５に記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項８】
前記ポンプおよび前記慣性円盤が、前記宇宙ビークルの少なくとも１つの軸上での前記ポンプおよび前記慣性円盤の回転によりジャイロ安定を提供する位置で、前記宇宙ビークルの内部に配設されることを特徴とする前記請求項１乃至請求項７のいずれかに記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項９】
前記慣性円盤の回転のジャイロ効果を相殺するために、逆方向に回転する少なくとも１対の同一の慣性円盤を含むことを特徴とする請求項１乃至請求項７のいずれかに記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項１０】
前記慣性円盤の回転速度を測定するための手段と、前記慣性円盤の公称回転速度よりも低い所与の速度未満の速度に関して、前記慣性円盤（１）と前記ポンプ（２）を結合解除するための手段（２１）とを含むことを特徴とする前記請求項１乃至請求項９のいずれかに記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項１１】
前記ポンプから出る可変量の流れを抜き取り（７）、前記流れをタンク（６）に戻すためのデバイスを備える、前記ポンプ（２）の流量を制御するための手段を含むことを特徴とする前記請求項１乃至請求項１０のいずれかに記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項１２】
前記ポンプ（２）よりも下流に配置された弁（８）を備える前記ポンプ（２）の流量を制御するための手段を含むことを特徴とする前記請求項１乃至請求項１１のいずれかに記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項１３】
前記弁（８）が、前記ポンプ（２）の出口に配置された調節可能な弁であり、徐々に開いていくことによって一定の流量を維持するように適合されることを特徴とする請求項１２に記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項１４】
前記慣性円盤が、前記慣性円盤と前記タンクとの間にシールドを形成するハウジング内に配設されることを特徴とする前記請求項１乃至請求項１３のいずれかに記載のロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイス。
【請求項１５】
前記請求項１乃至請求項１４のいずれかに記載のデバイスによってそれぞれ駆動される少なくとも２つのポンプを含むことを特徴とするロケットエンジンに燃料供給するためのデバイス。
【請求項１６】
請求項１から１４のいずれかに記載のデバイスによって駆動される少なくとも１つのポンプと、低圧構造的タンクとを含むことを特徴とするロケットエンジンに燃料供給するためのデバイス。
【請求項１７】
燃料システムが、請求項１から１４のいずれかに記載のデバイスによって駆動される少なくとも１つのポンプと、スペースプレーンが飛行している間に前記デバイスを始動させるための手段（Ａ２、３、２１）とを備えるロケットエンジンを備えるスペースプレーン。」
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、慣性円盤を使用してロケットエンジンのポンプを駆動するためのデバイスおよび方法に関する。
【０００２】
本発明に係る技術分野は、宇宙発射機に必要なものなど高推力のロケット推進の分野である。
【背景技術】
【０００３】
この種の用途に関して、使用される推進剤の物理的状態に応じて、３つの類の技術がある。すなわち、推進剤が燃焼室内に貯蔵される固体推進と、１つ、２つ、またはさらに多くの推進剤を使用することができ、推進剤を貯蔵タンクから燃焼室に送り込まなければならない液体推進と、液体推進剤と固体推進剤を使用し、固体推進剤が貯蔵されている燃焼室に液体推進剤を送り込まなければならないハイブリッド推進とである。
【０００４】
本発明は、より詳細には、液体推進剤を燃焼室に送り込むためのデバイスに関し、より具体的には、この送込みのための駆動システムに関する。
【０００５】
高推力を提供することができるように、ロケットエンジンは、高い物質流量を有して、アリアン型エンジンの場合には数十ｂａｒの高い圧力、例えば３０〜５０ｂａｒで動作しなければならない。
【０００６】
液体推進の場合、この流量およびこの圧力を、推進剤供給システムが提供しなければならない。この加圧供給を生成するために、２つの方法が一般に使用されている。すなわち、推進剤タンクの直接加圧、およびポンプを用いた低圧タンクからのポンピングである。
【０００７】
最初の解決策には、簡単であるという特長があるが、高圧に耐えることができるタンクを必要とし、これは、質量および安全性の面での問題を生じる。この解決策は、実用上、例えば高度制御エンジンや発射機の上段など、外部加圧手段の設置があまり有利でない低出力エンジンに限定される。
【０００８】
２つ目の解決策は、エンジンが必要とするかなり大きい流量を生成することができる特定のポンプの使用を必要とする。必要とされる大幅な圧力増加とあいまって、この流量により、数百キロワット〜数メガワットのかなり大きい出力をもつポンプが得られる。
【０００９】
現在および従来の宇宙発射機では、これらのポンプは、一般に主エンジンと同じ推進剤を使用するタービンエンジンによって系統的に駆動される。
【００１０】
これらのタービンは、高温ガスによって駆動される。これらの高温ガスは、一般に、ロケットエンジン用の推進剤の一部分を用いて、これらの部分を特定の小さな燃焼室内で燃焼させることによって生成される。高温ガスはまた、ガス発生器、しばしば小さな火薬ロケットによって生成することもできる。
【００１１】
このタービン／ポンプアセンブリは、ターボポンプと呼ばれる。ターボポンプは、非常に高い機械的応力を材料に及ぼす非常に高い回転速度、例えば１００００〜３００００ｒｐｍを使用して、非常に高いレベルの出力（数メガワット）を伝達しなければならないので、複雑で脆弱な物体である。
【００１２】
さらに、燃焼によって生じる高温ガスによる駆動は、タービン内に非常に高い温度を発生し、また、タービンとポンプとの間でのトランスミッションシャフトにおいて非常に大きな温度勾配を生み出す。
【００１３】
この温度勾配効果は、推進剤が極低温であるときにさらに強まり、ポンプ温度が数十Ｋであるのに対し、わずか数センチだけ離れた場所で、駆動する遠心タービンの温度が１０００℃を超える。
【００１４】
最後に、これらの極端な動作条件により、ターボポンプの始動が難しく、一部分が冷却され、他の部分が加熱され、アセンブリは、ターボポンプを破壊する可能性があるさらに高い遷移勾配を引き起こさないように、十分にゆっくりと回転される。
【００１５】
結局、ターボポンプは、数分の短い動作寿命を有する従来の発射機で使用される、寿命が短い非常に高価な物体である。
【００１６】
スペースシャトルなど再使用可能な発射機では、飛行のたびにターボポンプをほぼ毎回交換しなければならず、これはメンテナンス費用の面でかなり負担となる。
【００１７】
ターボポンプを交換するための１つの提案される解決策が、米国特許第６４５７３０６号に記載されている。
【００１８】
この文献は、ポンプの駆動タービンを、蓄電池よって電力供給される電動機に、または慣性円盤など他のデバイスに置き換えることを記述している。
【００１９】
したがって、タービンを駆動する小さなロケットエンジンはもはや必要なく、推進剤があまり消費されず、上記のような大きな温度勾配がもはやなく、アセンブリが、再使用可能な発射機に対してより高い信頼性でより良く適合される。
【００２０】
また、電動機の回転を調節することができ、それにより、推進剤の流量、したがって推力をより簡単に変えることができる。また、非常に高い遷移勾配を防止するように、ポンプの始動をより簡単に制御することができる。
【００２１】
他方で、エンジンに動力供給するエネルギー源は、推力段階中に数メガワットである出力を供給することができなければならず、これは、このエネルギー源に関して、かつ電動機に電力供給するための手段に関して、大きな質量およびサイズ制約を課す。
【００２２】
結局、エネルギー貯蔵および電動機システムは、非常に重くなる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２３】
本発明の目的は、単純で信頼性が高く、軽量であり、飛行中に始動させることができ、特に再使用可能な推進システムで使用することができる、推進剤ポンプを駆動するためのシステムを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００２４】
このために、本発明は、ポンプのタービンエンジンまたは電動機を、推進剤とは別個の単純なデバイスに置き換えることを提案し、このデバイスは、ビークルの推進システムの動作とは無関係に始動および制御することができ、したがって、予め慣性円盤が回転している状態でデバイスを使用してポンプを駆動することができる。
【００２５】
特に、本発明は、宇宙ビークルのロケットエンジンに燃料供給するためのポンプを駆動するためのデバイスであって、慣性円盤と、慣性円盤の回転をポンプに伝達するための手段とを備えることを特徴とするデバイスに関する。
【００２６】
慣性円盤の主な利点の１つは、実装が簡単であり、かつ機械的エネルギーを直接貯蔵することである。
【００２７】
好ましくは、伝達手段は、慣性円盤とポンプの間の共通のシャフトである。
【００２８】
有利には、伝達手段は、円盤とポンプの駆動比を変更するためのデバイスを含む。
【００２９】
特定の実施形態によれば、デバイスは、慣性円盤とポンプを結合および結合解除するように適合されたクラッチデバイスを含む。
【００３０】
１つの有利な実施形態によれば、デバイスは、円盤を始動させるための電動機を含む。
【００３１】
電動機は、ビークルの外部にある電源によって、またはビークルの内部にある電源によって電力供給され、ビークルの離陸後に慣性円盤のエネルギーを節約して使うことができるようにする。
【００３２】
本発明の特定の実施形態によれば、ポンプおよび円盤は、ビークルの内部で、ビークルの少なくとも１つの軸上でのポンプおよび円盤の回転によりジャイロ安定を提供する位置に配設される。
【００３３】
１つの代替実施形態によれば、デバイスは、円盤の回転のジャイロ効果を相殺するように、逆方向に回転する少なくとも１対の同一の円盤を含む。
【００３４】
有利には、デバイスは、円盤の回転速度を測定するための手段と、円盤の公称回転速度よりも低い所与の速度未満の速度の場合に円盤とポンプを結合解除するための手段とを含む。
【００３５】
１つの有利な実施形態によれば、デバイスは、ポンプから出る可変量の流れを抜き取り、この流れをタンクに戻すためのデバイスを備える、ポンプの流量を制御するための手段を含む。
【００３６】
代替または追加として、デバイスは、ポンプよりも下流に配置された弁を備える、ポンプの流量を制御するための手段を含む。
【００３７】
その場合、弁は、好ましくは、ポンプの出口に配置された調節可能な弁であり、徐々に開いていくことによって一定の流量を維持するように適合される。
【００３８】
有利には、円盤は、円盤とタンクとの間にシールドを形成するハウジング内に配設される。
【００３９】
本発明はまた、ロケットエンジンに燃料供給するためのデバイスであって、本発明によるデバイスによってそれぞれ駆動される少なくとも２つのポンプと、ロケットエンジンを備えるスペースプレーンとを含み、燃料供給システムが、本発明によるデバイスによって駆動される少なくとも１つのポンプと、スペースプレーンが飛行している間にデバイスを始動させるための手段とを備えることを特徴とするデバイスに関する。
【００４０】
本発明の他の特徴および利点は、図面を添付した本発明の非限定的な例示的実施形態の以下の説明を読めばより明瞭に理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１Ａ−１Ｆ】様々な実施形態による本発明のデバイスの原理の概略図である。
【図２Ａ２Ｂ】航空機での、それぞれ１つおよび２つの慣性円盤の例示的な設置を示す図である。AC
【図３Ａ−３Ｃ】本発明の慣性円盤の例示的実施形態を示す図である。
【図４】本発明のデバイスによって駆動される遠心ポンプの特性のグラフである。
【図５】時間の関数として本発明のデバイスの動作パラメータを示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００４２】
本発明は、宇宙ビークルに関し、特にスペースプレーンに適用可能である。
【００４３】
スペースプレーンは、飛行機のように地上から離陸し、その後、地球の大気圏を抜けて大気圏外に達することができる発射機である。
【００４４】
宇宙空間では、これらのスペースプレーンは、空気吸込式でないロケット型の推進モードを使用する。大気圏飛行においては、スペースプレーンは、ジェットエンジンなど空気吸込式の推進システムを使用する。
【００４５】
慣性円盤とは、その名が示す通り、軸の周りで回転するようになされ、運動学的にエネルギーを貯蔵するために使用される物体である。貯蔵されるエネルギーは、円盤の回転速度の２乗とともに増加し、円盤の質量に比例する。
【００４６】
エネルギーの抽出によって円盤の回転が遅くなるので、エネルギーを貯蔵するために、円盤は、できるだけ高速で回転するようになされる。
【００４７】
図１Ａに示される図による簡略化した例では、円盤１は、その円盤１が駆動させなければならないポンプ２と同じシャフト２０に取り付けられる。円盤は、ビークルの離陸の前に電動機３によって始動され、電動機３は、図１Ｃに示されるように外部電源Ａ１によって電力供給されるか、あるいは、従来の航空学的エンジンを有する準軌道ビークルまたはスペースプレーン、ソーラーパネルを有する衛星、さらには蓄電池を装備された発射機による場合のように、ビークルが発電システムを有するときには、図１Ｄに示されるように内部電源Ａ２によって電力供給される。
【００４８】
この電気エネルギーを搭載式で利用可能であるとき、電動機は、離陸後に円盤の公称エネルギーを節約して使うことができるようにする。
【００４９】
ポンプ２が、入口パイプ４を通してタンク６から推進剤を受け取り、加圧された推進剤を、出口パイプ５を通して従来のロケットエンジン（図示せず）に送る。
【００５０】
軸受での摩擦および空気中での摩擦（ポンプのロータの回転時）は、小さな電力、典型的には数十ワットしか必要としないように十分に低い。
【００５１】
スペースプレーンの場合、離陸とエンジンの始動との間の時間が短い、例えば典型的には１時間未満である場合、ビークルの設計者は内部電源を省くことができる。
【００５２】
ロケットエンジンが点火される高度に達すると、１つまたは複数のポンプ２が冷却され、次いでタンクの弁が開かれる。タンクからの圧力によってポンプに呼び水を差し、ロケットエンジンがポンプによって燃料供給され、それらの回転は円盤によって維持される。
【００５３】
推進剤が使い果たされた後、ポンプと円盤は回転し続ける。ポンプと円盤の回転によって引き起こされるジャイロ安定からの利益を得るために、大気圏外飛行中にそれらを運動させておくことが有利であることがある。例えば図２Ａに示されるように、円盤１は、ビークル１００のピッチ軸１０１に取り付けられる場合、ロール軸およびヨー軸に沿った効果的な安定を提供する。
【００５４】
したがって、このデバイスがスペースプレーン内に設置されるとき、ピッチ軸上に慣性円盤を取り付けることで、ロール軸およびヨー軸に沿った安定性が得られる。
【００５５】
他方、引上げ操縦は、影響を受けない。
【００５６】
逆に、図２Ｂに示されるように、逆方向に回転する２つの同一の円盤を機械的に結合することにより、ジャイロ効果を妨げることができ、図２Ｂでは、円盤１ａおよび１ｂが、ビークル１００のピッチ軸１０１上に位置決めされて、逆回転する。
【００５７】
本発明は、タービンエンジンの使用、およびそれに関連する、火工術手段を用いた、または用いないタービンエンジンの始動に関わる問題、タービンへの燃料供給に関わる問題、ならびにポンプと結合されたタービンの動作の安定化に関わる問題を回避する。
【００５８】
また、安定な回転速度を本来的に提供する慣性円盤は、安定した動作を提供し、円盤の継続的な減速を補償することによる調節以外の調節を何ら必要としない。
【００５９】
さらに、本発明のデバイスは、非常に高温の領域と非常に低温の領域を同じシャフトに結合するという問題を回避する。
【００６０】
慣性円盤システムの１つの制約は、円盤からエネルギーが抽出されるにつれて円盤の速度が減少することである。
【００６１】
図４は、ロケットエンジンに燃料供給するために使用されるものと同様の半径方向ブレードを有する遠心ポンプの動作パラメータを例示する。
【００６２】
そのような遠心ポンプの流量は、その回転速度に比例し、ポンプの出口圧力は、円盤の回転速度の２乗に比例する。
【００６３】
慣性円盤がポンプと機械的に結合されるときの直接の結果として、ポンプの流量が円盤の回転速度に比例するので、したがって、円盤の速度が遅くなるときに円盤の速度の低下に比例して流量が減少し、円盤の速度の低下の２乗に比例して圧力が減少する。
【００６４】
一般に、推進剤の消費によりビークルの質量も減少するので、時間とともに流量が減少し、したがって推力が減少することは、直ちに不利というわけではない。
【００６５】
そのような場合の流量の減少は、ビークルの加速度の継続的な増加を妨げる。
【００６６】
これは、ほぼ一定の流量に基づいて最適な動作を行うように設計されたロケットエンジンの場合にのみ、欠点になる。
【００６７】
同様に、ポンプの出口圧力の減少により、燃焼室内の圧力が減少する。この現象は、流量の変化ほどにはエンジンの動作を乱さないが、比例して推力を減少させる。
【００６８】
これらの問題を取り扱うために、本発明は、対象の特定のエンジンに応じて、いくつかの解決策を提供する。
【００６９】
第１の解決策は、ポンプを動作させるために動力が抽出される円盤の速度範囲を狭めることからなる。
【００７０】
Ｖｍａｘが、円盤が達する最大速度として定義され、０．５Ｖｍａｘが、その速度の半分であり、円盤の所与の回転時間後に到達され、ｎＶｍａｘ（ｎ＜１）が、所与の瞬間のＶｍａｘに対する速度である。
【００７１】
Ｖｍａｘと０．５Ｖｍａｘの間のエネルギーを抽出するのではなく、Ｖｍａｘとｎ．Ｖｍａｘ（ｎは０．５よりも大きい）の間でのみ円盤を使用することもできる。円盤は、所要のエネルギー量がそこから抽出されるように、より多くのエネルギーを貯蔵しなければならず、したがってより重くならざるをえない。
【００７２】
この方法を実行するために、図１Ｂに示されるように、円盤とポンプとの間にクラッチ２１が配置される。
【００７３】
本発明のこの変形形態では、円盤１の回転をポンプ２に伝達するための手段が、クラッチ２１を介して結合および結合解除することができるハーフシャフト２ａ、２０ｂを含む。
【００７４】
また、これにより、特に、飛行前に外部電源Ａ１を使用して、ポンプが係合解除された状態で電動機３によって円盤１を始動させ、次いで飛行中に円盤とポンプを結合させてポンプを動作させることができるようになる。
【００７５】
クラッチは、より広い範囲の円盤回転速度にわたって流量の変化を制限するための可変速トランスミッションなど、円盤とポンプの駆動比を変更するためのデバイスに置き換えられる、またはそのようなデバイスによって補助されることがある。
【００７６】
流量の変化を制限するための第２の方法は、図１Ｅの実施形態によって示されるように、いわゆる「バイパス」流量制御を使用することからなる。
【００７７】
この流量制御方法は、ポンプ２を出た流れについて、弁７によって可変量の流れを抜き取り、その流れを、戻り管４１を通してタンク６に戻すことからなる。
【００７８】
１００％から５０％への速度変化の場合、初めに流れの半分が抜き取られ、動作中、円盤がその最大速度に達するときに抜取りがゼロになるように、抜取りが減少されていく。この場合、流体に伝達されるエネルギーの幾らかが失われるが、全体の結果は、依然として有利である。
【００７９】
円盤のエネルギーの７５％を得ることはなく、５４％以下のエネルギーが利用可能であり、これはまた、より大きな質量の円盤の使用につながることが実験により示されている。
【００８０】
円盤の質量の増加を仮定すると、これらの手法は、ロケットエンジンが４０〜４０％以下の流量変化を受け入れる場合にのみ意味がある。
【００８１】
第３の流量制御方法は、調節可能な弁をポンプの入口および／または出口パイプで使用して流量を制御することからなる。
【００８２】
この方法は、ポンプ２の出口パイプ８に弁８を含む図１Ｆに示される例示的実施形態で使用される。
【００８３】
この方法は、それが誘発する可変の水頭損失により、ポンプによって送達される圧力に影響を及ぼす。
【００８４】
それにもかかわらず、時間とともに減少するチャンバ圧力でありながら一定の流量を維持することを望むときには、これが１つの効果的な解決策である。実際、ポンプの出口に配置された調節可能な弁は、流量を調節することができるようにするが、その一方で水頭損失も生じる。例えば、推進飛行中に速度が比率２で変化する円盤を仮定すると、飛行の開始時にポンプによって発生される圧力は、最後に発生される圧力の４倍である。
【００８５】
徐々に開いていき、最終的には完全に開くことによって一定の流量を維持する弁８にポンプ２が結合されるとき、この弁８は、水頭損失によって圧力の半分を吸収し、流量を半分に減少する。
【００８６】
このとき、エンジン室は、飛行中のビークルが受ける加速度の低下の一因となる、時間とともに減少する圧力でありながら、ほぼ一定の流量で供給を受ける。
【００８７】
したがって、燃料供給されるロケットエンジンの特性に基づいて、図１Ａ〜１Ｆに定義される様々な変形形態のうち最も適切な構成が使用され、また、これらの変形形態の特徴を環境に応じて組み合わせることができる可能性も残っている。
【００８８】
１つの例示的実施形態では、スペースプレーンの場合の具体的な実施形態に対応する以下の仮説が考えられる。
【００８９】
すなわち、ロケットエンジンが、液体メタン（ＬＣＨ４）および液体酸素（ＬＯｘ）を使用し、１５〜３０ｂａｒの圧力で適切に動作し、約８０秒の期間にわたって動作し、６トンの推進剤を必要とする。
【００９０】
さらに、ポンプ速度は、１５０００ｒｐｍ程度である。これは、ＬＯｘポンプに関する通常の速度である。
【００９１】
この例では、５ｂａｒの圧力での直径２．５ｍ程度のタンクが選択され、そのようなタンクに対する余剰の構造的応力を引き起こさないようにすることができる。
【００９２】
実際、厚さ３ｍｍ程度のタンクの外板を仮定すると、５ｂａｒの圧力により、式σ＝ＰＲ／ｅに従って、円筒形の主部において２００ＭＰａ未満の応力が生じる。
【００９３】
２２１９Ｔ８７型のアルミニウム（σ降伏応力＝４０７ＭＰａ）から構成されるタンクを仮定すると、これは、２よりも大きい安全係数となる。
【００９４】
上述したように、エンジンは、飛行の開始時には３０ｂａｒの圧力で動作し、最後には１５ｂａｒで動作する。
【００９５】
選択される手法は、ポンプよりも下流に配置された弁８によって一定の値に調節された推進剤の流れの流量によって操作するものである。
【００９６】
図５のグラフは、そのような構成における円盤およびポンプの挙動を概説する。
【００９７】
円盤の速度９が、初期速度に対してプロットされている。これは、１００％から５０％に減少する。
【００９８】
圧力（タンク圧力９、ポンプ出口圧力１２、チャンバの供給圧力１４）が、初期ポンプ出口圧力に対してプロットされる。制御された弁によって課される水頭損失または圧力降下１３は、開始時に４０％であり、急速に減少して、最後にはなくなる。
【００９９】
また、チャンバ１４の供給圧力も、推進中に半分に減少し、それにより推力の量を減少させ、これは、推進剤の消費によるビークルの質量の減少によって補償される。推進剤流量１５は一定である。
【０１００】
ポンプの効率は、７０％程度であり、これは控えめな値である。
【０１０１】
慣性円盤の例示的実施形態が、図３Ａ〜３Ｃに示される。
【０１０２】
円盤は、バンド１６を含み、このバンド１６は、高強度炭素繊維からなり、１．５の安全係数を維持しながら、２３００ＭＰａの破壊点、約１７５０ｇ／ｄｍ３の密度を有し、１５００Ｍｐａの最大許容応力を有し、約１０ｃｍの厚さおよび幅を有する複合材料ストリップを含む。
【０１０３】
これは、リム１７と、リムを回転シャフトに接合するためのハブ１８とを含み、どちらも軽量の合金からなる。
【０１０４】
円盤の寸法は、ロケットエンジンの必要な動作パラメータ、特に、推進剤を圧縮するのに必要なエネルギーに基づいて定義される。
【０１０５】
圧縮すべき推進剤の質量は、６０００ｋｇ程度であり、これは、約７．５ｍ３の体積に対応する。
【０１０６】
推進剤を圧縮するのに必要なエネルギーは、何よりもまず、純粋に体積の関数である（Ｅ＝Ｖ．ΔＰ）ので、２つの推進剤の間で相違はなく、ＬＯｘおよびＬＣＨ４ポンプを駆動させることができる円盤の質量が決定される。
【０１０７】
そのような燃料／酸化剤の用途では、ポンプ毎に１つの円盤を有するように、円盤が２つに分割されることもある。
【０１０８】
１５０００ｒｐｍの回転速度に関して、円盤の最大許容直径は、
Ｒ＝１／ω√ρ＝０．５８５ｍ
である。
【０１０９】
推進剤を圧縮するのに必要なエネルギーは、ポンプによって提供される圧力差とポンプの効率とを掛けた値の流通時間にわたる積分によって、公称で表される。計算により、約２４ＭＪの値が得られる。
【０１１０】
このエネルギーの発生には、推進段階の開始時に５８０ＫＷの出力が必要であることに留意すべきである。
【０１１１】
円盤のエネルギーが、円盤の全速と、円盤が半速に達する点との間で利用されると仮定すると、円盤のエネルギーの７５％が利用可能である。したがって、円盤が約３２ＭＪを貯蔵する必要があり、これは、この例の条件下では、８０．５ｋｇ程度の質量となる。
【０１１２】
慣性円盤の質量に、全体で約２０ｋｇと概算される他の回転質量（リム、シャフト、ポンプロータ、電気駆動モータのロータ）と、やはり約２０ｋｇと概算される固定質量（ハウジング、電動機ステータ、ポンプノズル、パイプなど）とを加えることが妥当である。
【０１１３】
これらの回転質量も、低い運動エネルギー値に寄与するが、簡単にするために、それらは考慮に入れない。
【０１１４】
さらに、法規により、円盤の破壊によって生じるいかなる発射物も留めておくことができるハウジングの内部で円盤が回転することが求められている。ＮＡＳＡ規格ＳＳＰ５２００５Ｂの「パンチの式（Ｐｕｎｃｈ  ｅｑｕａｔｉｏｎ）」法に基づく推定から、９００ｍ／ｓで推進される２ｋｇの複合材料破片が、８ｃｍのアルミニウム壁によって止められることが示されている。ここから、円盤とタンクとの間に２０〜２５ｋｇのシールドを備えるハウジングが得られる。
【０１１５】
合計すると、説明した例によれば、デバイスは、ポンプ、円盤（１つまたは複数）、および付属部品のアセンブリに関して、約１５０ｋｇの全体質量を有する。
【０１１６】
単純であり信頼性が高いという利点に加えて、慣性円盤駆動システムは、ターボポンプを使用せずに加圧推進剤タンクを使用する技術に付きまとう制約を避けることができるようにする。
【０１１７】
本発明は、加圧タンクを用いたそのような解決策の製造の複雑さ、それらを製造するのにかかる開発時間、それらの脆弱性、およびこれらのタンクの加圧による問題をなくすことができるようにする。
【０１１８】
本発明の慣性円盤駆動システムは、構造的とすることができる低圧タンクを使用することができるようにする。
【０１１９】
加圧タンクの使用は、推進剤タンクを加圧するためのガスを貯蔵することを含み、構造的タンクは、長手方向安定性を有するビークルを提供することができるタンクであり、他のタンクは、支持フレームに固定しなければならないことに留意すべきである。
【０１２０】
以下の表は、２５ｂａｒの平均エンジン入口加圧と、長さ約５ｍのロケット段とを有する、６トンの推進剤を貯蔵する機能を実現する３つの解決策の比較を示す。
【０１２１】
(表１)
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慣性円盤によって駆動されるポンプを有する低圧構造的タンクを使用する解決策によって提供される節減は、高圧構造的タンクを使用する解決策に対して、約１トンである。
【０１２２】
本発明は、宇宙航空学の分野、より一般には、液体推進剤を用いたロケットエンジン推進を使用する全ての分野、および比較的短時間にわたって非常に高い流体流量が必要とされる分野で適用される。
【０１２３】
本発明は、推進剤が極低温（液体酸素と液体水素、メタン、または灯油）であると特に有利であり、特に、ポンプアセンブリの総質量が問題でなく、信頼性およびメンテナンスの容易さが重要である再使用可能な準軌道ビークルに特に適している。
【０１２４】
他方、本発明は、その設計の単純さ、より低い開発費および製造費、非常に高い信頼性、安定したポンピング速度、ならびに非常に重要な、ポンプアセンブリを再使用することができる可能性など、多くの利点を有するが、現在のターボポンプは、数回程度しか始動させることができない。
【０１２５】
本明細書では、一例として、本発明を、スペースプレーンのロケットを駆動させるために慣性円盤を使用する文脈で説明してきた。そのようなビークルでは、ロケット推進が、飛行機タイプの飛行後にのみ使用される。
【０１２６】
しかし、当然、ロケットエンジンに燃料供給するターボポンプの代わりとして有利であるかぎり、本発明は、発射機段、惑星間ビークル、または衛星といったロケットエンジンの任意の用途に関して使用することができる。
【０１２７】
提供した図面は、単に例示的実施形態にすぎず、特に図１Ａ〜１Ｆに示されるいくつかの特徴を、特許請求の範囲によって定義される本発明の範囲内から外れることなく組み合わせることができる。
【０１２８】
例えば、図１Ｂによるクラッチデバイス２１を、図１Ｄのような電動機３に関する内部電源、または図１Ｃのような外部電源とともに使用することを考えることができる。
【０１２９】
同様に、図１Ｅおよび１Ｆに示されるような弁を使用する流量制御システムを備えるデバイスを、クラッチ２１と、内部電源または外部電源を備える電動機３とによって補助することができ、内部電源による電動機への電力供給により、ポンプが係合解除された状態では、任意の飛行段階で円盤を始動させ、ポンプが係合された状態では、ロケットエンジンに燃料供給し、次いで、円盤の回転速度がもはや十分でないときに、ポンプを係合解除し、円盤が自由円盤として動作できるようにして、ジャイロ安定を維持することができるようにする。
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図１Ｃ】
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【図１Ｄ】
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【図１Ｅ】
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【図１Ｆ】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【図３Ｃ】
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【図４】
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【図５】
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