(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼室（１４）からのガスの排気ノズル（１０）であって、長手方向軸線（ＺＺ’）を有し、且つ、ノズルスロート（１５）及び定置の第１出口コーンセグメント（１２）を形成する第１部分を有する排気ノズル（１０）と、定置の第１出口コーンセグメント（１２）の断面よりも大きい断面の少なくとも１つの伸長可能な第２出口コーンセグメント（１６）と、伸長可能な第２出口コーンセグメント（１６）を伸長するための伸長機構（１８）とを含み、前記伸長機構が第１及び第２出口コーンセグメント（１２、１６）の外側に配置されている、伸長可能な出口コーンを有するロケットエンジンにおいて、
伸長機構（１８）と定置の第１出口コーンのセグメント（１２）との間に介在された剛性熱保護シールド（１０２）を更に含み、熱保護シールド（１０２）は、第１出口コーンセグメント（１２）の方に向いた面に凸面壁（１０４）を有し、
前記熱保護シールド（１０２）は、前記凸面壁（１０４）の両側にサイドフィン（１０５、１０６）を更に含むことを特徴とする、伸長可能な出口コーンを含むロケットエンジン。
【請求項２】
剛性熱保護シールド（１０２）と伸長機構（１８）との間に配置された柔軟熱保護ストリップ（１０３）を更に含むことを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項３】
柔軟熱保護ストリップ（１０３）は、定置の第１出口コーンのセグメント（１２）の高さ全体に広がり、一方、剛性熱保護シールド（１０２）は、定置の第１出口コーンセグメント（１２）の下部にのみ広がることを特徴とする請求項２に記載のロケットエンジン。
【請求項４】
剛性熱保護シールド（１０２）は、耐熱金属材料で作られていることを特徴とする請求項１乃至３の何れか１項に記載のロケットエンジン。
【請求項５】
剛性熱保護シールド（１０２）は、タングステン合金、モリブデン合金、又はタングステン・モリブデン合金で作られていることを特徴とする請求項４に記載のロケットエンジン。
【請求項６】
柔軟熱保護ストリップ（１０３）は、アルミナ繊維及びホウケイ酸塩織物で作られていることを特徴とする請求項２又は３に記載のロケットエンジン。
【請求項７】
伸長機構（１８）は、定置の第１出口コーンセグメント（１２）に固定されたウォームねじ（２６）と、ウォームねじ（２６）とかみ合わされ且つ可動の第２出口コーンセグメント（１６）の上部分に固定されたボールナット（２２）と、を含むことを特徴とする請求項１乃至６の何れか１項に記載のロケットエンジン。
【請求項８】
ボールナット（２２）は、可動の第２出口コーンセグメント（１６）の上部分に、フィン形部品（３４）によって連結されていることを特徴とする請求項７に記載のロケットエンジン。
【請求項９】
熱保護シールド（１０２）のサイドフィン（１０５、１０６）は、定置の第１出口コーンセグメント（１２）の下流部分にある固定ストリップ（１０１）に固定されているタブ（１０１ａ、１０１ｂ）に連結されてい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。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、燃焼室からのガスの排気ノズルであって、長手方向軸線を有し、且つ、ノズルスロート及び定置の第１出口コーンセグメントを形成する第１部分を有する排気ノズルと、定置の第１出口コーンセグメントの断面よりも大きい断面の少なくとも１つの伸長可能な第２出口コーンセグメントと、伸長可能な第２出口コーンセグメントを伸長させるための伸長機構とを含み、前記機構は定置の第１及び伸長可能な第２出口コーンセグメントの外側に配置されている、伸長可能な出口コーンを有するロケットエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
伸長可能な出口コーンを有するロケットエンジンノズルは、特に、打ち上げロケット段階で、しばしば用いられる。打上げロケット段階では、そのような出口コーンにより、ノズルの出口部を周囲圧力に順応させることができ、その周囲圧力は、地表に近い低い高度から宇宙機が地球の大気圏を出る高い高度まで上昇するにつれて減少し、かくして、伸長可能な出口コーンは、最適な推進力を高度の変化にかかわらず維持することができる。
【０００３】
出口コーンの伸長可能な部分は、電気制御、又は油圧制御若しくは空気圧制御により自動的に展開される。
【０００４】
ロケットエンジンノズル用の伸長可能な出口コーンの例は、特に以下の文献、すなわち米国特許第４，３８３，４０７号明細書、米国特許第５，０４８，２８９号明細書、欧州特許０５１６５１９号明細書、及び米国第特許７，２９９，６３６号明細書に記載されている。
【０００５】
ほぼ円錐形状の伸長可能な出口コーンは、再生式冷却回路と共に金属で作られてもよいし、或いは複合材料で作られてもよい。
【０００６】
特に、極低温推進剤及び耐熱構造複合材料で作られた伸長可能な出口コーンを用いるロケットエンジンであるＶｉｎｃｉエンジンが知られており、該Ｖｉｎｃｉエンジンは、ウォームねじ、及び、第１に燃焼室の構造体にそれ自体固定された上円錐部分に固定するための、及び第２に出口コーンの可動下円錐部分に固定するための固定システムで作られた出口コーン伸長機構（ＥＣＥＭ：Ｅｘｉｔ  Ｃｏｎｅ  Ｅｘｔｅｎｔｉｏｎ  Ｍｅｃｈａｎｉｓｍ）を有する。
【０００７】
伸長機構は、出口コーンに面して配置されており、ロケットエンジンの運転中、出口コーンは熱放射束を放出する。熱放射束は、或る場所において、出口コーンの１平方メートルあたり２５０キロワット程になる。
【０００８】
この強力な入射熱流束は、伸長機構を構成する要素の全体的な温度上昇を生じさせ、それによってそれらの機械的性質を低下させる一因となり、或る状況のもとでは、これらの部材の完結性を損傷させ、それらのいくらかを破壊させてしまうことすらある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】米国特許第４，３８３，４０７号明細書
【特許文献２】米国特許第５，０４８，２８９号明細書
【特許文献３】欧州特許第０５１６５１９号明細書
【特許文献４】米国特許第７，２９９，６３６号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
本発明は、上述した欠点を改善し、ロケットエンジンの運転中に出口コーンから放出される熱放射の影響を最小にすることにより、伸長可能な出口コーンを有するロケットエンジンの信頼性を高めることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明によれば、これらの目的は、燃焼室からのガスの排気ノズルであって、長手方向軸線を有し、且つ、ノズルスロート及び定置の第１出口コーンセグメントを形成する第１部分を有する排気ノズルと、定置の第１出口コーンセグメントの断面よりも大きい断面の少なくとも１つの伸長可能な第２出口コーンセグメントと、伸長可能な第２出口コーンセグメントを伸長させるための伸長機構とを含み、前記伸長機構が第１及び第２出口コーンセグメントの外側に配置されている、伸長可能な出口コーンを含むロケットエンジンにおいて、伸長機構と定置の第１出口コーンのセグメントとの間に介在された剛性熱保護シールドを更に含み、熱保護シールドは、定置の第１出口コーンセグメントの方に向いた面に凸面壁を有することを特徴とする、伸長可能な出口コーンを有するロケットエンジンによって達成される。
【００１２】
有利には、熱保護シールドは、前記凸面壁の両側にサイドフィンを更に含む。
【００１３】
好ましくは、ロケットエンジンは、剛性熱保護シールドと伸長機構との間に配置された柔軟熱保護ストリップを更に含む。
【００１４】
有利には、柔軟熱保護ストリップは、定置の第１出口コーンのセグメントの高さ全体に広がり、一方、剛性熱保護シールドは、定置の第１出口コーンセグメントの下部分にのみ広がる。
【００１５】
有利には、剛性熱保護シールドは、タングステン及び／又はモリブデンの合金などの耐熱金属材料で作られる。
【００１６】
有利には、柔軟熱保護ストリップは、アルミナ繊維及びホウケイ酸塩織物により作られる。
【００１７】
特定の実施形態では、伸長機構は、定置の第１出口コーンセグメントに固定されたウォームねじと、ウォームねじとかみ合わされ且つ可動の第２出口コーンセグメントの上部分に固定されたボールナットとを含む。
【００１８】
有利には、ボールナットは、可動の第２出口コーンセグメントの上部分に、フィン形部品によって連結される。
【００１９】
本発明の他の特徴および利点は、添付図面を参照して例として与えられる特定の実施形態の以下の説明から明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本発明が適用される引込み位置にある伸長可能なロケットエンジン出口コーンの実施例を示す、部分的に長手方向の断面の側面図である。
【図２】伸長位置にある図１の伸長可能な出口コーンを示す、部分的に断面の側面図である。
【図３】本発明の一例の熱保護システムを備えた出口コーン伸長機構の実施例を示す詳細図である。
【図４】図３の矢印Ｆに沿って見た本発明の熱保護システムの平面図である。
【図５】本発明の熱保護システムにおける使用に適したシールドの例を示す斜視図である。
【図６】本発明の熱保護システムにおける使用に適したシールドの例を示す斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
図１及び図２は、長手方向軸線ＺＺ’のノズル１０を取り付けた燃焼室１４を有するロケットエンジンの例を示す。ノズルは、ノズルスロート１５及び伸長可能な出口コーンを備える。
【００２２】
ノズル１０は、燃焼室１４に固定され且つノズルスロート１５及び形状がほぼ切頭円錐形である定置の出口コーン部分のセグメント１２を形成する第１部分と、定置の出口コーンセグメント１２の断面より大きい断面を有する、形状がほぼ切頭円錐形である出口コーンの伸長可能なセグメント１６によって構成された第２部分とを含む。
【００２３】
出口コーン伸長メカニズム（ＥＣＥＭ）１８により、定置の出口コーンセグメント１２のノズルに対する伸長可能な出口コーンセグメント１６の位置を選択的に変更することができる。
【００２４】
図１は、定置の出口コーンセグメント１２と燃焼室１４の周囲の引込み位置に配置された伸長可能な出口コーンセグメント１６を示す。この引込み位置は、打上げロケットの上段ロケットエンジンが輸送されている間に相当するのがよい。引込み位置は、また、燃焼ガスが単に定置の出口コーンセグメント１２を通して放出される、最初の運転期間に相当する。
【００２５】
図２は、伸長位置にある伸長可能な出口コーンセグメント１６を示す。この位置では、出口コーンセグメント１６は定置の出口コーンセグメント１２を下流に延長し、それによって、長さがより長く且つ出口直径がより大きい出口コーンを形成する。
【００２６】
出口コーン伸長機構１８は、様々な方法で、例えば、レバーアームで又はガイドロッドで、作られるのがよい。
【００２７】
図１乃至図４に示す実施形態では、出口コーン伸長機構１８は、軸線ＺＺ’と平行である複数のロッド２０（例えば、３本乃至６本のロッド）を含み、各ロッドはボールナット２２と協働するウォームねじ２６を有する。各ロッド２０は、その下端が、定置の出口コーンセグメント１２の下流部分に取り付けられた固定ブロック２５に固定されている。ロッド２０は、ロケットエンジンの支持構造体（図示せず）に固定された上端を有する。ガイドロッド２０のウォームねじ２６と協働する各ボールナット２２自体は、伸長可能な出口コーンセグメント１６の上部に連結されている。ボールナット２２と伸長可能な出口コーンセグメント１６との間の連結要素は、受けた熱を捨てることのできるフィンの形態のプレート３４と、伸長可能な出口コーンセグメント１６の上部分に固定されたクランプ３５とを含むのがよい。
【００２８】
伸長可能な出口コーンセグメント１６の引込み位置では、図１に示すように、伸長機構１８のボールナット２２及び固定プレート３４がロッド２０の高い位置に配置される。
【００２９】
伸長可能な出口コーンセグメント１６の展開位置では、図２に示すように、ボールナット２２（図２及び図３のこの位置では符号２２’が付されている）と固定プレート３４は、定置の出口コーンセグメント１２と伸長可能な出口コーンセグメント１６との間の接合部に近接して配置される。
【００３０】
定置の出口コーンセグメント１２の壁は金属製であるのがよく、有利には、前記壁は再生冷却回路によって冷却される。定置の出口コーンセグメント１２の壁、及び伸長可能な出口コーンセグメント１６の壁も、有利には、複合材料、例えばセラミックマトリックス材料で作られるのがよい。
【００３１】
ロケットエンジンが、伸長可能な出口コーンセグメント１６の展開位置で運転している間、出口コーン、特に定置の出口コーンセグメント１２は、熱放射束を放出する。熱放射束は、出口コーンの或る場所では、１平方メートルあたり２５０キロワット（ｋＷ／ｍ2）程になり、出口コーン自体は１４００Ｋを上回る温度に達する。
【００３２】
本発明によれば、連結手段１０１によって定置の出口コーンセグメント１２の定置下流部分に連結された熱保護シールド１０２が、出口コーン伸長機構１８を、出口コーンにより放出される熱放射から保護するために、定置の出口コーンセグメント１２と出口コーン伸長機構１８との間に介在されている。
【００３３】
剛性熱シールド１０２は、出口コーン伸長機構１８の底部分を保護する。
【００３４】
図３乃至図５に見られるように、熱シールド１０２は、定置の出口コーンセグメント１２の方に向いた面が凸面である壁１０４を有している。
【００３５】
シールド１０２の凸面形状により、定置の出口コーンセグメント１２に対する視野係数を低減させることができ、それによってシールド１０２が宇宙空間に放射させることができ、従って、シールド１０２は、出口コーンの過熱を減少させるのに役立つ。
【００３６】
熱シールド１０２の凸面形状は、また、平板シールドに比べてその剛性を増大させる。
【００３７】
有利には、熱シールド１０２には凸面壁１０４の両側にサイドフィン１０５、１０６が形成され、それによって宇宙空間への放射による熱交換を増大させ、且つ構造体の補強するのに寄与する。
【００３８】
図５の例では、熱保護シールド１０２を定置の出口コーンセグメント１２の定置下流部分に連結するための連結手段１０１は、連結タブを構成する湾曲した側端部１０１ａ及び１０１ｂを介して熱シールド１０２のサイドフィン１０５、１０６に連結される固定ストリップからなり、細穴１０７が凸面壁１０４と固定ストリップ１０１との間に配置される。
【００３９】
有利には、柔軟熱保護ストリップ１０３が、剛性熱保護シールド１０２と出口コーン伸長機構１８との間に配置される（図３及び図６参照）。
【００４０】
柔軟熱保護ストリップ１０３は、定置の出口コーンセグメント１２の高さ全体にわたって延びているのに対して、剛性熱保護シールド１０２は、定置の出口コーンセグメント１２の底部分にわたってのみ延びる。
【００４１】
かくして、柔軟熱保護ストリップ１０３は、各ロッド２０と定置の出口コーンセグメント１２との間に配置される。柔軟熱保護ストリップは展開できないことにより、取付けることを容易にする。柔軟熱保護ストリップ１０３により、ロッド２０の重量を軽くすることができ、ロッド２０は放射により宇宙と熱交換できる。このような柔軟熱保護体は、接合部に熱機械的負荷を生じさせず、その重量は小さいままである。
【００４２】
剛性熱保護シールド１０２自体は、出口コーン伸長機構１８の最も損傷しやすい下部分を保護しつつ重量の過大な増加を避けるように制限された高さを有している。シールド１０２の凸面壁１０４は、湾曲断面又は多角形の一部に相当する断面を有するのがよい。
【００４３】
剛性熱シールド１０２と柔軟熱保護ストリップ１０３を用いることにより、出口コーン伸長機構１８での温度を低下させるので、この機構は、運転中損傷されることのリスクを冒さない。
【００４４】
有利には、熱保護シールド１０２は、タングステン合金、モリブデン合金、又はタングステン・モリブデン合金などの耐熱金属材料で作られるのがよく、柔軟熱保護ストリップ１０３は、アルミナ繊維及びホウケイ酸塩織物で作られるのがよい。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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