(57)【要約】  ロケットエンジンは、その始動段階中のより良好な挙動から利益を得ており、ロケットエンジン（１）は、拡散部分（１３）と、ロケットエンジン（１）の始動中に拡散部分（１３）を保持するように構成された固縛システム（４０）とを具備しており、固縛システム（４０）は、それぞれの第１の端部において拡散部分（１３）の複数の点に接続する複数の半径方向ケーブル（４２）と、半径方向ケーブル（４２）の第２の端部に接続していて且つ発射台（３）の取り付け点（４３）と協働するように構成された周囲ケーブル（４１）と、を具備する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
拡散部分（１３）と、ロケットエンジン（１）の始動中に前記拡散部分（１３）を保持するように構成された固縛システム（４０）と、を具備するロケットエンジンにおいて、  前記固縛システム（４０）が、
それぞれの第１の端部において前記拡散部分（１３）の複数の点に接続する、複数の半径方向ケーブル（４２）と、
前記半径方向ケーブル（４２）の第２の端部に接続していて且つ発射台（３）の取り付け点（４３）と協働するように構成された周囲ケーブル（４１）と、を具備することを特徴とするロケットエンジン。
【請求項２】
前記半径方向ケーブル（４２）が前記拡散部分（１３）に接続する点は、前記半径方向ケーブル（４２）の重心が前記拡散部分（１３）の主軸線（Ａ）上にあるような状態で配置される、ことを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項３】
前記半径方向ケーブル（４２）が前記拡散部分（１３）に接続する点は、前記拡散部分（１３）の主軸線（Ａ）の周りで規則的に離間している、ことを特徴とする請求項１又は２に記載のロケットエンジン。
【請求項４】
少なくとも１つの半径方向ケーブル（４２）、及び好適には全ての前記半径方向ケーブルは、前記周囲ケーブル（４１）に対して摺動可能である、ことを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載のロケットエンジン。
【請求項５】
前記周囲ケーブル（４１）はテンショナ（４６）を具備する、ことを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載のロケットエンジン。
【請求項６】
前記テンショナ（４６）はダンパを具備する、ことを特徴とする請求項５に記載のロケットエンジン。
【請求項７】
前記周囲ケーブルは、２５００℃より高い温度に曝されると、５秒未満、好適には０．５秒未満で破断するように構成される、ことを特徴とする請求項１〜６のいずれか一項に記載のロケットエンジン。
【請求項８】
前記周囲ケーブル（４１）は、命令に応じて破断するのに適した破壊可能な構成部（４７）を具備する、ことを特徴とする請求項１〜７のいずれか一項に記載のロケットエンジン。
【請求項９】
請求項１〜８のいずれか一項に記載のロケットエンジン（１）と発射台（３）とを具備する、アセンブリであって、前記ロケットエンジン（１）が前記発射台（３）上に配置されるアセンブリにおいて、
前記発射台（３）は、前記周囲ケーブル（４１）がその周りを通る複数の取り付け点（４３）を具備する、ことを特徴とするアセンブリ。
【請求項１０】
前記複数の取り付け点（４３）は円筒状である、ことを特徴とする請求項９に記載のアセンブリ。
【請求項１１】
前記複数の取り付け点（４３）は、前記ロケットエンジン（１）の周りで円形に配置される、ことを特徴とする請求項９又は１０に記載のアセンブリ。
【請求項１２】
前記周囲ケーブル（４１）は、命令により取り外し可能な留め具装置を用いて前記発射台（３）に固定される、ことを特徴とする請求項９〜１１のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項１３】
前記アセンブリは、前記ロケットエンジン（１）の後に始動するように構成された、少なくとも１つの追加の推進機（２３）を更に具備し、
前記発射台（３）は、前記追加の推進機（２３）からのジェットに曝される区域（３２）を具備し、
前記周囲ケーブル（４１）は、前記追加の推進機（２３）からのジェットに曝される前記区域（３２）の内側を通過する、ことを特徴とする請求項９〜１２のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、その始動段階中のより良好な挙動から利益を得るロケットエンジンに関する。
【０００２】
上記のロケットエンジンは、特に、民間の又は軍事的な使用のための、商業用の発射機の、ミサイルの、あるいは別の任意の型式のロケット又は車両の、第１の又は唯一の段階に取り付けられてもよい。
【背景技術】
【０００３】
発射機の第１の段階の主エンジンは、発射機がまだ地上にある間に点火され、従って周囲の大気圧に曝される。残念なことに、過渡的な始動条件の間において、上記のエンジンの比較的長い拡散部分は、周囲の大気圧より低い圧力にあり、上記の状況下において、拡散部分は、拡散部分の軸対称性により、それにも係わらず、通常の状況下において相殺される、内向きの応力を受ける。
【０００４】
しかしながら、ジェット（噴流）分離が拡散部分の特定の区域において発生するので、大気圧が上記の分離区域内に局所的に侵入することが、予測困難であって且つ定常的ではない状態でしばしば起こる。圧力の力はその場合に、もはや対称的ではないので、上記のジェット分離は、大きな横方向荷重をもたらし、大きな横方向荷重は、拡散部分を、おそらく塑性的に、即ち不可逆的に、変形させ得る。
【０００５】
更に、上記の横方向荷重は、拡散部分の横方向の動きをもたらすことができ、そして従ってロケットエンジンの別の構成要素、特には、その燃焼室、その自在継手、そのアクチュエータ（作動機）、又は実際にはその締付け部に望ましくない応力を加え得るので、従って別の構成要素を損傷する危険性がある。
【０００６】
残念なことに、現時点において、これらの横方向荷重を受ける様々な構成要素を補強し更に従って様々な構成要素をより重くするという選択肢を除いて、唯一の既知の解決策は、正確に言えば、打ち上げの瞬間において引き込まれる前の始動中に拡散部分を保持するように構成される、嵩高で複雑且つ高価な保持装置を、発射台に取り付けることを探求する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従って、その始動段階中においてより良好な挙動から利益を得ていて且つ上記の公知の方法に固有の欠点から、少なくとも部分的に解放される、ロケットエンジンに対する真の必要性が存在する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本開示は、拡散部分と、ロケットエンジンの始動中に拡散部分を保持するように構成された固縛システムと、を具備するロケットエンジンを提供しており、固縛システムが、それぞれの第１の端部において拡散部分の複数の点に接続する複数の半径方向ケーブルと、半径方向ケーブルの第２の端部に接続していて且つ発射台の取り付け点と協働するように構成された周囲ケーブルと、を具備する。
【０００９】
本開示において、用語「軸線方向」と、「半径方向」と、「接線方向」と、「内側」と、「外側」と、それらから派生する用語は、ロケットエンジンの主軸線に対して定義されており、用語「軸線方向平面」は、ロケットエンジンの主軸線を含む平面を意味しており、そして用語「半径方向平面」は、主軸線に垂直な平面を意味しており、最後に、用語「上流」及び「下流」は、ロケットエンジンを通る流体の流れに対して定義される。
【００１０】
上記の固縛装置により、エンジンが始動している間に拡散部分を効果的に保持して、それにより拡散部分の任意の変形及び／又は横方向の変位も減少させることが可能である。具体的には、ジェット分離が拡散部分の区域内において発生する時に、及び従って横方向荷重が拡散部分の反対側の壁を変形させる傾向及び／又はロケットエンジンを移動させる傾向があることが現れる時に、その壁は、半径方向ケーブルにより保持されており、半径方向ケーブル自体は、発射台の取り付け点と協働する周囲ケーブルにより保持される。
【００１１】
上記の状況下において、拡散部分の任意の変形は、最小限に抑えられ、不可逆的な塑性変形の危険性が、低減されるか又は完全に除去すらされており、同じことが燃焼室にも当てはまる。更に、横方向の動きが減少するので、その自在継手、そのアクチュエータ又はその取り付け点等の、ロケットエンジンの別の構成要素に作用する応力が減少される。ロケットエンジンの様々な構成要素はその場合、重量をより軽くすることができ、それによりロケットエンジンの総重量を減少させる。
【００１２】
実際の打ち上げ時において、ロケットエンジンが定常状態に達した時に、そして従って理論上ジェット分離の危険性がもはや存在しない時に、ロケットエンジンを上方に動かして更に発射機を打ち上げることを可能にするように、固縛装置を解放するか、又は実際に拡散部分から固縛装置を取り外すことが可能である。固縛装置と発射台との間の協働は、阻止されることが好ましく、固縛装置はその後、ロケットエンジンと共に上昇し、ロケットエンジンのジェットにより吸い込まれて更に破壊されることが好ましい。従って、固縛装置は、飛行中のロケットエンジンの性能に影響を与えず、ロケットエンジンをより重くすることもない。
【００１３】
特定の実施の形態において、半径方向ケーブルは、拡散部分の底部、好適にはその底部の３分の１、に接続する。
【００１４】
特定の実施の形態において、半径方向ケーブルは、拡散部分の下端部に接続する。
【００１５】
特定の実施の形態において、拡散部分は、拡散部分の下端部において出口ノズルが取り付けられた冷却回路を有する。
【００１６】
特定の実施の形態において、半径方向ケーブルは、冷却回路の出口ノズルに接続する。
【００１７】
特定の実施の形態において、半径方向ケーブルが拡散部分に接続する点は、共通の水平面内に位置する。これは、全ての半径方向ケーブルの保持力が共通の平面内で作用することを確保するように機能し、それにより拡散部分に作用する力の平衡を取ることをより容易にする。
【００１８】
特定の実施の形態において、半径方向ケーブルが拡散部分に接続する点は、半径方向ケーブルの重心が拡散部分の主軸線上にあるような状態で配置される。
【００１９】
特定の実施の形態において、半径方向ケーブルが拡散部分に接続する点は、拡散部分の主軸線の周りの回転において不変性を提示するように構成される。
【００２０】
特定の実施の形態において、半径方向ケーブルが拡散部分に接続する点は、拡散部分の主軸線に対して軸対称な状態で配置される。
【００２１】
特定の実施の形態において、半径方向ケーブルが拡散部分に接続する点は、拡散部分の軸線の周りで規則的に離間する。これらの様々な方策は、拡散部分に作用する力の平衡を取ることを促進するように機能する。高度の対称性及び規則性を提示する上記の構成により、力が様々な半径方向ケーブルの間において良好に分散され更に良好に平衡が取られることが保証されており、それにより、ジェット分離が起こるかもしれない区域に関係なく、拡散部分が正しく保持されることを可能にすることが保証される。
【００２２】
特定の実施の形態において、固縛システムは、少なくとも３本の半径方向ケーブル、好適には少なくとも６本の半径方向ケーブルを有する。
【００２３】
特定の実施の形態において、全ての半径方向ケーブルは、実質的に同じ長さである。
【００２４】
特定の実施の形態において、この長さは３ｍより長い。
【００２５】
特定の実施の形態において、少なくとも１本の半径方向ケーブル、及び好適には全ての半径方向ケーブルは、周囲ケーブルに対して摺動可能である。第１に、これは、例えば周囲ケーブルが該半径方向ケーブルの端部において形成されたループを通過可能であるので、半径方向ケーブルを周囲ケーブルに接続する容易な方法である。加えて、これにより、特にもし拡散部分が大きく変形した場合に、有効な保持力を発揮するために、半径方向ケーブルが可能な限り、拡散部分に対して向けられることを可能にするように、即ち一般的にその壁に対して垂直に向けられるように、半径方向ケーブルが周囲ケーブルに沿って移動することを、適切な場合には可能にする。
【００２６】
特定の実施の形態において、周囲ケーブルはテンショナを具備する。特には締め金具又はバネであってもよい、このテンショナは、固縛装置の性能を調整するために、周囲ケーブルの張力を制御するように機能する。
【００２７】
特定の実施の形態において、テンショナはダンパを具備する。このダンパは、特に固縛装置が設置されている間に又は点火前のエンジンの準備作業中に、周囲ケーブルがゆっくりした及び／又は小さい振幅の動きを実施することを許容することを可能にする一方でやはり、ダンパが必要とされる時に拡散部分を保持することにおいて効果的であるように、ロケットエンジンが始動される時に起こる可能性がある、速く及び／又は大きな振幅の動きに耐えることを可能にする。
【００２８】
特定の実施の形態において、周囲ケーブル及び／又は半径方向ケーブルは金属製ではない。このようにして、拡散部分又はロケットエンジンの別の構成要素を損傷する危険性は、もし固縛装置が解放された後に拡散部分又はロケットエンジンの別の構成要素に対して衝突する場合に低減される。
【００２９】
特定の実施の形態において、周囲ケーブルは、２５００℃より高い温度に曝されると、５秒未満で、好適には０．５秒未満で破断するように構成される。周囲ケーブルがロケットエンジンからの又は選択任意の追加の推進機からのジェットに曝される、区域を通る構成において、これにより、周囲ケーブルを破断し従って固縛装置を解放することが可能になる。
【００３０】
特定の実施の形態において、周囲ケーブルの材料は、１０００℃より低い溶融温度を有する。
【００３１】
特定の実施の形態において、周囲ケーブル及び／又は半径方向ケーブルは、ケブラー製である。
【００３２】
特定の実施の形態において、周囲ケーブルは、命令により破断することに適した破断可能な構成部を具備する。これにより、所望の瞬間において命令により固縛装置を解放することが可能になる。破壊可能な構成部は、例えば制御された火工式装薬を具備してもよい。
【００３３】
本開示はまた、上述の実施の形態のいずれかによるロケットエンジンと発射台とを具備するアセンブリを提供しており、ロケットエンジンは、発射台上に配置されており、そこでは、発射台は、周囲ケーブルがその周りを通過する、取り付け点を具備する。
【００３４】
本開示において、「発射台」という用語は、エンジンが民間用又は軍事用に係わらず、点火が実際の発射用又は実験目的に係わらず、ロケットエンジンが点火可能である、任意の表面を指定するように使用されており、特には、台は従って、発射パッド（台）、発射傾斜路、又は実際にはテストベンチを構成してもよい。
【００３５】
特定の実施の形態において、取り付け点は円筒状である。周囲ケーブルは従って、水平面内において取り付け点により保持されるが、しかし周囲ケーブルは、垂直方向において保持されず、従って、拡散部分が上向きに動き始めると、周囲ケーブルは、取り付け点から滑って外れることができ、それにより、固縛装置が解放されることを可能にする。従って、これらの取り付け点は、好適には滑らかであり、フック又は別の突起がない。
【００３６】
特定の実施の形態において、取り付け点により形成された輪郭は、ロケットエンジンを囲む。
【００３７】
特定の実施の形態において、取り付け点は円形で配置される。このことは、様々な取り付け点の間において力を良好に分散させるように機能する。
【００３８】
特定の実施の形態において、取り付け点の重心は、ロケットエンジンの拡散部分の主軸線上にある。
【００３９】
特定の実施の形態において、取り付け点は、拡散部分の主軸線の周りの回転において不変性を提示するように配置される。
【００４０】
特定の実施の形態において、取り付け点は、拡散部分の主軸線に対して軸対称状態で配置される。
【００４１】
特定の実施の形態において、取り付け点は、拡散部分のその軸線の周りで規則的に離間する。
【００４２】
特定の実施の形態において、取り付け点は、各半径方向ケーブル間に設けられる。これらの様々な選択肢は、力が様々な取り付け点に良好に分散され且つ良好に平衡が取られることを可能にし、それにより、ジェット分離が現れる可能性がある、区域に関係なく、拡散部分が正しく保持されることを可能にする。
【００４３】
特定の実施の形態において、周囲ケーブルは、命令により取り外し可能な留め具装置を使用して発射台に固定される。上記の留め具装置は、命令により固縛装置を解放するように機能する。留め具装置は特に、命令により解放可能なフックにより構成されてもよい。
【００４４】
特定の実施の形態において、アセンブリは、ロケットエンジンの後に始動するように構成された、少なくとも１つの追加の推進機を更に具備しており、発射台は、追加の推進機からのジェットに曝される区域を具備しており、更に周囲ケーブルは、追加の推進機からのジェットに曝される、該区域の内側を通過する。このようにして、ケーブルは、主ロケットエンジンが始動した直後に、追加の推進機のジェットにより自動的に破断され、それにより固縛装置を解放する。
【００４５】
特定の実施の形態において、追加の推進機のジェットに曝される区域は、ピット（穴）を具備しており、そして周囲ケーブルは、該ピット内へ下方に伸びる。
【００４６】
特定の実施の形態において、周囲ケーブルは、追加の推進機からのジェットに曝される、該区域を横切って通過する。この構成により、周囲ケーブルをより迅速且つより効果的に破断するように、追加の推進機からのジェットに長い長さの周囲ケーブルを曝すことが可能になる。更に、この構成において、周囲ケーブルは、単一の水平面内に留まることが可能であり、それにより周囲ケーブルを垂直に偏向させるための装置を据え付けることの任意の必要性を回避する。最後に、追加の推進機からのジェットに曝される、区域においてケーブルと協働するための任意の取り付け点又は別の部材を設ける必要性は存在せず、それにより発射台の保守を軽減する。
【００４７】
上記の特徴及び利点、及びその他は、提案されたロケットエンジンの実施の形態の以下の詳細な説明を読むことにより明らかになる。この詳細な説明は、添付の図面を参照する。
【００４８】
添付の図面は、図式的であり、とりわけ本発明の原理を説明するためのものである。
【図面の簡単な説明】
【００４９】
【図１】図１は、発射台上の例示のロケットエンジンの平面図である。
【図２】図２は、図１のロケットエンジン及び発射台の縦断面図である。
【図３】図３は、ロケットエンジンの始動中の図１のロケットエンジン及び発射台の平面図である。
【図４】図４は、ロケットエンジンの打ち上げ中の図１のロケットエンジン及び発射台の平面図である。
【図５】図５は、第２の例示のロケットエンジン及び発射台の平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００５０】
本発明をより具体的にするために、例示のロケットエンジンを、添付の図面を参照して以下で詳細に説明する。本発明はこの例に限定されないことが、想起されるべきである。
【００５１】
図２は、本発明のロケットエンジン１の主軸線Ａを含む垂直面上の断面図である。上流から下流に向かって、ロケットエンジン１は、インジェクタ（噴射器）ヘッド（頭部）１１と、推進室１２と、拡散部分１３と、を具備する。このアセンブリ（組立体）は、その上端部に位置するカルダン型自在継手２１を介して、及び横方向アクチュエータ（作動機）２２により発射機２に接続する。
【００５２】
エンジン１の通常運転中において、定常条件下で、インジェクタヘッド１１は２つの液体推進剤の混合物を推進室１２の上流部分内に噴射しており、その後推進剤の燃焼は、燃焼室を形成する推進室１２のこの部分において行われて更に高速で下流に噴出される大量の既燃ガスを発生しており、燃焼室１２の喉部を介する燃焼ガスの通過は、燃焼ガスを加速させるように機能するがその一方で、エンジンの下流部分において及び拡散部分１３において、燃焼ガスは、拡散部分１３の下流端部から噴出される前に膨張しており、それにより、発射機を推進するように機能する上向きの反対向きの推力を提供する。
【００５３】
液体推進剤を使用する主ロケットエンジン１に加えて、発射機２は、複数の追加の推進機、例えば、「ブースタ」とも呼ばれる固体燃料推進機、を有してもよい。従って、本開示において、発射機２は、主ロケットエンジン１の両側に配置された２つの追加の推進機２３を有する。
【００５４】
図１に示すように、発射準備中において、発射機２は、発射パッドの発射台３上に設置されており、発射台３は、各エンジンからの燃焼ガスジェットを受けるように、ロケットエンジン１及び追加の推進機２３に面して位置する、ピット（穴）３１、３２を有する。
【００５５】
ロケットエンジン１はまた、ケブラー製の周囲ケーブル４１と複数の半径方向ケーブル４２とを具備する、固縛装置４０を有する。各半径方向ケーブル４２の第１の端部は、ロケットエンジン１の拡散部分１３の下端部に、例えば、拡散部分１３を冷却するためのシステムの出口ノズル上に、取り付けられる。各半径方向ケーブル４２のもう一方の端部は、周囲ケーブル４１が通過するループ（輪）を有する。従って、半径方向ケーブル４２は、ロケットエンジン１の主軸線Ａに対して半径方向に伸びる。
【００５６】
閉ループを形成する周囲ケーブル４１は従って、拡散部分１３の周りを回り、各半径方向ケーブル４２のループを通過しており、そしてまた、取り付け点を形成していて且つ拡散部分１３を囲む円上において発射台３上に設置される、タブ（つまみ）４３の後を通過する（即ち、主軸線Ａに対してタブ４３の外側を通過する）。周囲ケーブル４１はまた、発射台のピット３２に向かって半径方向に向けられるために、偏向器タブ４４の前を通過しており（即ち、主軸線Ａに対して偏向器タブ４４の内側を通過する、ピット３２において、周囲ケーブル４１は次に、止め具４５の後で１８０度回転する。従って、本例において、周囲ケーブル４１は、追加の推進機２３に面して配置された、２つのピット３２の各々の中に降下する。
【００５７】
この例において、取り付けタブ４３と偏向器タブ４４と止め具４５との各々は、滑らかな円筒形棒体の形態である。
【００５８】
周囲ケーブル４１はまた、一旦周囲ケーブル４１が様々なタブ及び止め具４３、４４及び４５の周りに設置されると周囲ケーブル４１の張力を調整するように機能する、バネとダンパとを組み合わせたテンショナ（張力調整装置）４６を有する。
【００５９】
固縛装置の動作は、図３及び４を参照して以下に説明される。
【００６０】
図３は、ロケットエンジン１の始動中の状況を示す。この始動段階中に、ロケットエンジン１は、推進剤の燃焼を開始し、更に燃焼ガスのジェットをピット３１に向けて噴出を開始する。それにも係わらず及び図３に示されるように、ジェットは、拡散部分１３の区域Ｄにおいて分離されてもよく、それにより、区域Ｄの反対側の壁において現れる、横方向荷重Ｃをもたらし、その荷重は内側に向けられており、従って、拡散部分１３は、図３において誇張した状態で示されるように変形する傾向がある（ここで拡散部分１３の初期形状は、この図において破線で表される）。
【００６１】
上記の状況下において、分離区域Ｄとは反対側の拡散部分１３の壁の一部分は、半径方向ケーブル４２を引っ張り、半径方向ケーブル４２は、周囲ケーブル４１を摺動させて引っ張り、周囲ケーブルが取り付けタブ４３により保持されるので、固縛装置４０は従って、拡散部分１３の任意の変形又は移動に対抗し、それにより、その形状及びその位置を維持することにおいて拡散部分１３を支援する。
【００６２】
数秒後、一旦主エンジンの全ての運転パラメータが安定化されて期待値に対応すると、追加の推進機２３が点火され、追加の推進機２３の燃焼ガスをピット３２内に噴出し始める。上記の状況下において、これらのジェットの高温は、周囲ケーブル４１を切断し、それにより止め具４５から周囲ケーブル４１を解放する。
【００６３】
その結果、発射機２が上方に移動し始めると、周囲ケーブル４１は、発射台３から取り外され、そして従ってタブ４３及び４４に沿って摺動しながら、上方向に発射機２に追従可能であり、そしてその後にタブ４３及び４４の上を通過する。周囲ケーブル４１及び半径方向ケーブル４２はその後、ベルヌーイ効果によりガスのジェット内に吸い込まれ、そこでは、周囲ケーブル４１及び半径方向ケーブル４２は、ガスの熱により破壊される。
【００６４】
これとは別に又は追加的に、周囲ケーブル４１は、破壊可能な構成部を具備してもよく、例えば、制御された火工式装薬４７が取り付けられており、その構成部は、発射機２が上方へ移動し始める時に、命令により分断される。
【００６５】
これとは別に又は追加的に、少なくとも１つのタブ４３、４４又は止め具４５は、発射機２が上方に移動し始めた時に周囲ケーブル４１が命令により解放されることを可能にする、解放又は引き込み装置を取り付けられてもよい。
【００６６】
図５は、始動時に拡散部分１１３を保持するための固縛装置１４０を同様に有する、第２のロケットエンジンの例１０１を示す。
【００６７】
固縛装置１４０は、大部分に関して、上記の例のものと類似しているので、従って再度詳細に説明されない。それにも係わらず、この第２の例において、周囲ケーブル１４１が、追加の推進機１２３に面して位置するピット１３３内に入り込まないが、しかし一方の縁部からもう一方の縁部まで直径方向に該ピット１３２を横切っており、結果として、周囲ケーブル１４１が次にその周りで１８０度回転する、止め具１４５は、ピット１３２内に位置せず、しかしむしろ発射台１０３上に位置しており、該ピット１３２を超えて主軸線Ａから離れることが認識されるべきである。
【００６８】
更に、第１の例とは異なり、この例において、周囲ケーブル１４１は、追加の推進機１２３からのジェットに曝される、唯１つの区域内に貫通しており、そのことは、打ち上げ時に固縛装置１４０を解放するために十分である。
【００６９】
本開示に記載された実施の形態又は実施例は、非限定的な例示として与えられており、そして本開示に照らして、当業者は、本発明の範囲内に留まりながら、これらの実施の形態又は実施例を容易に修正可能であり、あるいは別のものを想起可能である。
【００７０】
更に、これらの実施の形態又は実施例の様々な特徴は、単独で又は組み合わせて使用されてもよい。それらが組み合わされる時に、これらの特徴は、上記のように又は別の方法において組み合わされてもよく、本発明は、本開示に記載される特定の組み合わせに限定されない。特には、そしてそうではないと特定されない限り、１つの特定の実施の形態又は実施例を参照して説明された特徴は、別の実施の形態又は実施例に類似した方法で適用されてもよい。
【図１】
2019531958.tif 000003
【図２】
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【図３】
2019531958.tif 000005
【図４】
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【図５】
2019531958.tif 000007
【国際調査報告】
2019531958.tif 000008
2019531958.tif 000009
2019531958.tif 000010
2019531958.tif 000011