(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
略円錐すなわちベル形の燃焼室（１２）と略円錐すなわちベル形でかつのど部（１８）を形成しているノズル（１４）とを備えたスラスト室（１０）を有するロケットエンジンであって、
前記スラスト室は複数の管（１６）から形成されており、これら各管は、前記燃焼室の入口及び前記ノズルの出口に隣接して前記入口から前記出口まで伸びる通路を画成し、
前記スラスト室（１０）の近傍において前記スラスト室を取り囲んでいる第１環状マニホールド（２０）、および前記ノズルを取り囲み、前記第１環状マニホールド（２０）から軸方向に空間的に離されている第２環状マニホールド（２２）を備え、
前記複数個の管（１６）のそれぞれの第１の端部（３２）は、前記第１環状マニホールド（２０）に形成された複数個の第１の開口（３４）に適合され、かつそれら開口に完全に接続され、
前記複数個の管の第２の端部（４２）は、前記第２環状マニホールド（２２）に形成された複数個の第２の開口（４６）に適合され、かつそれら開口に完全に接続されており、
第２環状マニホールド（２２）は、前記スラスト室を画成する前記管（１６）の径方向外側に離間されており、前記第２の端部におけるそれぞれの管の端部領域は、前記ノズルから径方向外側に伸びる対応する方向で略Ｕ字型に曲げられ、このＵ字型の開放端は前記第１環状マニホールド（２０）に面しており、それによって、動作時には流体が前記第２環状マニホールドから前記管を介して前記第１環状マニホールド中に流れることを特徴とするロケットエンジン。
【請求項２】
前記スラスト室は、中心線を有し、前記複数個の管（１６）のそれぞれの前記第１の端部（３２）は、前記スラスト室（１０）に関して外方向にかつ前記中心線に関して略垂直に伸びるように曲げられていることを特徴とする請求項１記載のロケットエンジン。
【請求項３】
前記複数個の管と前記第２環状マニホールド（２２）との間に配設されたウェッジリング（４４）を有している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。
【請求項４】
前記複数個の管の第２の端部は、前記複数個の第２の開口（４６）に隣接して前記第２環状マニホールド（２２）にロウ付けされ、それによって前記ロウ付けが前記燃焼室に比較して相対的に低い温度環境に配置されていることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載のロケットエンジン。
【請求項５】
前記ウェッジリング（４４）は、内側環状面と外側環状面を有し、前記内側環状面が前記複数個の管（１６）にロウ付けされ、前記外側環状面が前記第２環状マニホールド（２２）にロウ付けされていることを特徴とする請求項３または４に記載のロケットエンジン。
【請求項６】
前記第２環状マニホールドに固定され、前記スラスト室の端部を越えて軸方向下方伸びているスカートを有し、前記スカートは、地上に休止しかつ前記スラスト室を垂直位置に支持するための平坦な底面を有することを特徴とする請求項１〜５のいずれかに記載のロケットエンジン。
【請求項７】
前記ロケットエンジンは前記燃焼室内で水素および酸素を燃焼させるように設計されており、前記水素の一部が前記燃焼室をバイパスしかつ前記第２環状マニホールド（２２）、前記複数個の管（１６）、および前記第１環状マニホールド（２０）を介して導かれることを特徴とする請求項６記載のロケットエンジン。
【請求項８】
それぞれが略軸方向に伸び、燃焼室およびスラスト室（１０）のノズルを画成するように並列に配置された複数個の管（１６）を提供するステップ、
第１環状マニホールド（２０）を、燃焼室（１２）に隣接してスラスト室（１０）を取り囲むように取り付けるステップ、
ウェッジリング（４４）および第２マニホールド（２２）を提供するステップと、
前記ウェッジリングおよび第２マニホールドを、ノズル（１４）の出口端よりも上方でそれに隣接した位置であらかじめ組み立てるステップ、
前記管のそれぞれの端部を略Ｕ字型に曲げるステップ、
結合ステップの前に、前記管の寸法および数にあった周方向に離隔した開口（４６）を、第２環状マニホールドの底部に機械加工するステップ、
前記Ｕ字型管（１６）の端部（４２）上に配置したときに、各管の端部が対応する開口（４６）にはまるように、前記第２環状マニホールドの開口を整列させ、位置付けするステップ、および、
前記管（１６）の端部を前記開口に結合させるステップ、
を含むロケットエンジン用スラスト室の構成方法。
【請求項９】
前記結合ステップが、前記ウェッジリング（４４）を複数個の管（１６）および第２環状マニホールド（２２）にロウ付けするステップを有することを特徴とする請求項８記載のロケットエンジン用スラスト室の構成方法。
【請求項１０】
複数個の開口（３４）を前記第１環状マニホールド（２０）内に機械加工するステップ、
複数個の前記管のそれぞれの上端を、スラスト室から外方向に離れるようにかつスラスト室の中心線に関して略垂直に伸びるように曲げるステップ、
を有することを特徴とする請求項８または９に記載のロケットエンジン用スラスト室の構成方法。
【請求項１１】
前記ウェッジリングおよび第２環状マニホールドがセグメントに分割されており、さらに、前記分割されたウェッジリング（４４）の各々のセグメントおよび前記分割された第２環状マニホールド（２２）の各々のセグメントを、燃焼室（１２）とノズル（１４）との接合部の隣接位置において結合させるステップを有することを特徴とする請求項８〜１０のいずれかに記載のロケットエンジン用スラスト室の構成方法。
【請求項１２】
前記スラスト室（１０）を越えて軸方向下方に伸びている平坦な底面を持つスカート（５４）を、前記第２環状マニホールドの底部に形成するステップを有することを特徴とする請求項１１記載のロケットエンジン用スラスト室の構成方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、液体ロケットエンジンに係り、特に液体ロケットエンジンの管スラスト室の管構造およびその組立方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
本発明は、低温の推進剤（液体水素および液体酸素）または代表的にはロケットエンジンに使用される他の液体推進剤を利用する型の液体ロケットエンジンの改良である。さらに詳細には、本発明は、本件特許出願の譲受人であるユナイテッド  テクノロジーズ  コーポレイション（United Technologies Corporation）の一つの部門であるプラット  アンド  ホイットニー（Pratt & Whitney）によって製造されるＲＬ１０ロケットエンジンおよび他の型の液体ロケットエンジンとして特定されるクラスのエンジンに関する改善である。
【０００３】
この技術分野において良く知られているように、ＲＬ１０に属する液体ロケットエンジンでは、燃焼室およびノズルからなるスラスト室の輪郭と一致するようにして一緒に結合される多数の管が用いられている。各管は、燃焼室の入口からノズルの放出端まで伸びている。これらの管は、互いに平行配置され、スラスト室装置を形成するように溶接またはロウ付けなどによって結合されている。それらの管径は変えることができる。
【０００４】
水素ポンプから与えられる極低温の液体水素は、これらの管を介して汲み上げられ、燃焼室およびノズル内の燃焼生成物と間接的に熱交換を行いながらそれらの管を流れる。加熱液体水素は十分に加熱され、ガス状になって、その後ロケットのターボポンプ内の出力タービンに出力を与えるために利用される。エネルギが加熱水素から引き出された後、低温水素がインジェクタに供給され、液体酸素と結合されてスラスト室において燃焼し、推力を発生する。低温ではない液体推進剤を利用する他の液体ロケットエンジンのスラスト室もまた、同様に構成されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
この技術分野においてよく知られているように、これらのロケットエンジンにおいてはより一層大きな推力を発生するエンジンが常に求められている。上述のような再生式冷却システムは、ある種のロケットエンジンのモデルに対しては適切な手段であった。しかし、スラスト室内にさらに大きな熱負荷をもたらすように一層の出力が求められており、上述の管構造の一体性をさらに高くすることが求められている。特に、上述した大きな熱負荷を受けるロウ付け構成部品のロウ付けに関して、一体性をさらに高くすることが求められている。
【０００６】
したがって、本発明の目的は、ロケットエンジン用の改善された管構造を提供することにある。
【０００７】
本発明の他の目的は、製造および組み立て、組立体のロウ付け結合部の比較的低温環境への配置、およびスラスト室の強度増強が容易である、曲げ端を持つスラスト室管を提供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明の特徴は、１）ロウ付けされた結合部をロケットスラスト室の熱から隔離し、かつ、２）マニホールドの組み立てを容易にするように、ロケットエンジンのスラスト室およびノズルを形成する推力剤冷却管のいずれか一方の端部にフック部を設けることにある。
【０００９】
本発明のさらなる特徴は、曲げ部がスラスト室から遠くに離れる、すなわち曲げ部がエンジンの中心線に略垂直または水平になるように、下部すなわち入口マニホールドに組み込まれる管の端を曲げることのよって、マニホールドと管を構成・組み立てる方法を与えることにある。さらに、一実施例においては完全な輪状態のＶ型くさびおよびマニホールドを、別の実施例においてはロケットスラスト室のくびれた位置において一緒に組み立てられる分割されたＶ型くさび／マニホールド副組立体を与えることにある。両方の実施例とも、組み立て前に、マニホールドは管の垂直部分の端部よりも上に配置される。Ｖ型くさび／マニホールド副組立体は、マニホールド内の補完開口が管の垂直端部と整列し、それらに受け入れられるように、管上に下げられる。その結果、マニホールドと管の外周面に関してくさびが、そして開口に関して管が正確に整合され、その後、完全な組立体にロウ付けされる。
【００１０】
以下、本発明を更に詳細に説明する。我々は、これらの管の組み立ておよび結合と関連した、高温化にともなう問題を、スラスト室の頂部および底部に取り付けられた一対のマニホールドのそれぞれに付けられている各管の各端にフックを設けることによって、取り除くことができることを見いだした。それらのフックは曲げられて、管のそれぞれの上端がエンジンの軸に関して略水平方向になり、かつ管のそれぞれの下端がエンジンの軸に関して略垂直の方向になり、さらに、事実上ロケットエンジンの中心線に平行であるように構成される。
【００１１】
底部管の開放端は、フックがロケットエンジンのノズルから離れる方向に、実質的に９０度よりも大きく曲げられ、Ｕ字型をなすようにして、それらの管の上端でフックに面する。これは、２つの目的に役立つ。１つは、冷却管のロウ付けされた端部を、ロケットエンジンの燃焼室およびノズル内の燃焼生成物の熱源から隔離することである。
【００１２】
次に、この構成が、典型的に採用されるマニホールドに対する冷却管の組み立て方法を容易にすること、特に、冷却管に対して典型的に採用されるマニホールドに対して容易になることである。
【００１３】
管の底部端の垂直部分においては、マニホールドをスラスト室ののど部近くで結合し、管の水平端が上部マニホールド中に組み込まれた後に、管の垂直端のそれぞれの上にマニホールドを垂直に下げることが可能となる。この場合、マニホールドは完全な輪であっても良く、または分割されていてもよい。
【００１４】
底部マニホールドを支持しているＶ型くさびは、スラスト室に沿って下げられ、最終的には管の外周と係合するとともに、このマニホールドと管の外周とを正確に適合させるように保持する。なお、この管は、管状スラスト室中に構成されている。
【００１５】
この構造によって、管のロウ付け端がスラスト室の比較的高温の部分から遠くに配置されて比較的低温の環境におかれるという特徴が得られる。その構造によって、スラスト室およびノズルの強度および耐久性が増大し、構成部品の金属疲労が少なくなり寿命が長くなる。
【００１６】
この構造のマニホールドの配置は、保管時にロケットエンジンを支持するための基体を形成する手段を設けるのに適している。本発明は、底部マニホールドとスカートとの一体化、すなわち、保管や組み立てに際してエンジンを垂直に支持するための基礎体を形成する水平方向に平坦な底面を有するスカートを、底部マニホールドに取り付ける点についても考慮している。
【００１７】
【発明の実施の形態】
簡潔化かつ便宜上、ロケットエンジンの動作ならびにその細部についての記述はここでは省略する。したがって、より詳細な点については、いずれもユナイテッド  テクノロジーズ  コーポレイションに譲渡された、「閉ループロケット推進サイクル」と題する１９７０年６月２３日付けでＲ．Ｍ．ハモンドに対して特許が与えられた米国特許第３，５１６，２５４号、「冗長能力を有するロケットエンジン」と題する１９９０年４月３日付けでＲ．Ｒ．ファウストに対して特許が与えられた米国特許第４，９１２，９２５号、および「二重モードロケットエンジン」と題する１９９３年１２月７日付けでＲ．Ｒ．ファウストに対して特許が与えられた米国特許第５，２６７，４３７号の各米国特許を参照されたい。それらには、低温燃料がスラスト室の燃焼室において燃焼され、スラスト室のノズルを介して放出されることが詳細に述べられている。
【００１８】
液体水素の一部は、ポンプから与えられ、長管を冷却するためのスラスト室の外側シェルを形成する該長管を介して導かれ、冷却過程において水素に捕獲されたエネルギーによって、ターボポンプを駆動する。水素および液体酸素の圧力および流量は、調節され、究極的には燃焼のため、推進剤を混合するインジェクタに分配される。以下に詳細に説明されるように、本発明は、本質的に長管およびマニホールドの構造およびそれらの組立て方法を取り扱う。
【００１９】
本発明は、ＲＬ１０ロケットエンジンによって代表される型の液体ロケットエンジンにおいて用いられる好適な実施例について説明されるが、本発明は、すべての型のロケットエンジンに利用可能であることは当業者にとって明らかであろう。また、ここで使用されている「水平の」および「垂直の」という用語は、相対的な位置を定義しており、正確な方向を表すものではなく、一般的な方向を表すものとして解釈されるべきである。
【００２０】
図１に最も良く示されているように、一般に参照符号１０によって表されたスラスト室は、燃焼室すなわちゾーン１２およびノズルすなわちノズル部１４から構成される。スラスト室１０は、事実上中空であり、燃焼室１２の入口からノズル１４の出口すなわち放出端まで伸びている複数個の管によって形成されている。略円錐すなわちベル形状をなし、のど部１８を形成するようにくびれている管は、事実上軸方向に、かつスラスト室の中心線Ａに略平行に伸びている。本質的には、管１６は、出口マニホールドである上部マニホールド２０から入口マニホールドである底部マニホールド２２の間に伸びている。それ故、水素は、水素源すなわちポンプから導かれ、上部マニホールド２０のフランジ付出口２４と同一構成の入口（図示せず）を介して、マニホールド２２に入ることになる。
【００２１】
その後、水素は、図１に示されるように、上部マニホールド２０に向かって上方に流れ、このマニホールドに集められ、ターボポンプ（図示せず）に流体的に接続された出口２４を介して放出される。スラスト室の一部を取り囲む構造サポートとして、補強ジャケット２５を用いても良い。
【００２２】
本発明を構成するものではないが、例えば参照符号２６および２８によって表されるようなＵリンクがスラスト室に取り付けられている。これらは、スラスト室の下部を宇宙船に取り付けるため、ジンバルに接続されるものである。
【００２３】
次に、図２および図３を参照する。これらの図は、本発明の細部を示している部分断面図である。図２に示されているように、管１６（一つの管のみ示す）の端部がスラスト室１０に対して外方向に曲げられ、略水平、つまりロケットエンジンの中心線Ａに略垂直になっている（図１参照）。
【００２４】
各管１６の曲げ端３２は、開口３４の一つに挿入され、それにより管１６の通路内の流体をマニホールド２０によって形成される環状通路３６と流体接続させている。すべての管１６の曲げ端３２は、開口３４と完全に接続するようにスラスト室の周囲に所定間隔にて形成され、これら開口と適合させられ、その後ロウ付けされている。マニホールド２０は、環状バルクヘッドすなわち支持リング３８によってスラスト室１０に支持されている。
【００２５】
図３を参照する。図３は、（一つのみ図示された）管１６の底部端を表している部分断面図である。この端部４０は、ノズルの放出端においてスラスト室１０から外方向に実質的に９０度よりも曲げられ、略Ｕ字型の部分を形成している。曲げ部４０の開放端４２は、垂直方向に配設され、すなわち中心線Ａに対して略平行になっており、上部マニホールド２０に面している。マニホールド２２は、管１６の外周に取付けるウェッジリング（例えばＶ型のリングやＶ型のくさび）４４に支持されている。管１６のそれぞれの垂直開放端４２はマニホールド２２の底部に形成された開口４６内に挿入され、管１６の通路をマニホールド２２の環状通路４８と流体的に接続させるようにしている。
【００２６】
上述の事項から明らかなように、水素はマニホールド２２に流入し、開放端４２を経由して各管１６に分配され、ノズルおよび燃焼室内の燃焼生成物と間接的に熱交換しながら管１６の通路を通過する。さらに、この水素は、管１６の端部３２を介して放出され、マニホールド２０に集められ、その出口２４を経由してターボポンプ（図示せず）に分配される。
【００２７】
マニホールド２２の周囲に沿って、複数個の減量くぼみ３９が設けられている。これは、マニホールドの底部を一部残すようにして、図示すなわち完全に周囲と取り囲んで伸びている。この減量くぼみは、この部品の重量を軽量化するためのものである。
【００２８】
本発明の一実施例においては、マニホールドおよびウェッジリングは、完全な輪として構成され、管１６のフックの端部の上方に固定される。したがって、マニホールド２２およびウェッジリング４４は、管１６の端部と整合するように所定の位置まで下げられ、その結果これらの端部が開口４６と適合する。ウェッジリング４４並びに管１６およびマニホールド２２の外周、並びに管１６の端部４２および開口４６が、正確に適合させられた後、ロウ付け等が行われる。
【００２９】
他の実施例においては、マニホールド２２およびＶ型くさび４４がセグメント化されており、それらと管装置とが以下に述べる方法で構成および組み立てられる。スラスト室をノズル１４ののど部１８近傍に設定するために、分割されたマニホールド２２および分割されたＶ型リング４４の半分が最初に所定の位置に配置され、溶接線Ｂによって示されるように、溶接またはロウ付けによって所定位置に結合される。セグメントの結合は、マニホールドを管に組み立てた後に行ってもよい。
【００３０】
その場合、すべての結合作業は、同時に行う。マニホールド２２に形成された開口４６を管１６の端部４２と整合させるために、トロイダル状（ドーナツ状）のＶ型くさび４４とマニホールド２２が下げられる。このサブアッセンブリは、端部４２が開口４６内に適合する位置に落とされる。そして、マニホールド２２の外周の側面がウェッジリング４４の外周と整合し、管１６の外周面がウェッジリング４４の内周と対抗する。全輪または分割構造であるかどうかは別として、すべての構成部品の許容差が正確に制御される。
【００３１】
すなわち、開口４６に適合している端部４２の面並びにウェッジリング４４の管１６およびマニホールド２２とのインタフェースが正確に適合するよう制御される。その後、これらは所定の位置関係でロウ付けされる。本発明では、マニホールドのウェッジリングが、個別にまたは集合的にセグメント化され得ることが理解されよう。すなわち、ある適用においては、マニホールドまたはウェッジリングがセグメント化され、他の構成部品は完全な輪をなしている。
【００３２】
図１および図３から明らかなように、環状スカート５４は、マニホールド２２の底部に一体に形成され、ノズル１４の放出端よりも下側まで軸方向でかつ下方に伸びている。底部面５６は、略円形であり、格納時にエンジンを垂直に保持するため、スラスト室用の平坦支持面を形成するよう平らになっている。
【００３３】
このように、本発明によれば、ロケットエンジンの製造および組み立てが容易であるばかりでなく、スラスト室管組立体のロウ付け結合部を比較的低温の環境へ配置できるので、装置の耐久性が増大する。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明のスラスト室およびマニホールドの概略立面図である。
【図２】図２は、図１の円２に沿って取られた部分断面図であり、本発明の上部マニホールドおよび水平曲げ端を表している図である。
【図３】図３は、図１の円３に沿って取られた部分断面図であり、本発明の下部マニホールドおよび垂直曲げ端を表している図である。
【図４】図４は、図３の線４−４に沿って取られた部分的に断面を表している平面図である。
【符号の説明】
１０…スラスト室
１２…燃焼室
１４…ノズル
１６…管
１８…のど部
２０…上部マニホールド
２２…下部（底部）マニホールド
４０…曲げ部
４２…垂直開放端
４４…ウェッジリング
４６…開口
５４…スカート
【図１】
0003681442.tif 000002
【図２】
0003681442.tif 000003
【図３】
0003681442.tif 000004
【図４】
0003681442.tif 000005