(57)【要約】  本開示は、より安全で且つより良好で制御された地面を基礎とする点火を得るロケットエンジンに関しており、ロケットエンジンは、軸対称推進室（１２）の直径が最小であるスロート１２ｃを具備する、軸対称推進室１２と、推進室（１２）内に少なくとも１つの液体推進剤を噴射するように構成された噴射ヘッド（１１）と、推進室（１２）のスロート（１２ｃ）の下流に前記推進剤を流すように、推進室（１２）内において同軸で取り付けられる、破壊可能な管状ガイド（４０）と、を具備する。【選択図】図１
2019511668.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットエンジンにおいて、
軸対称推進室（１２）の直径が最小であるスロート（１２ｃ）を具備する、軸対称推進室（１２）と、
少なくとも１つの液体推進剤を前記軸対称推進室（１２）内に噴射するように構成された噴射ヘッド（１１）と、
前記軸対称推進室（１２）の前記スロート（１２ｃ）の下流に前記少なくとも１つの液体推進剤を流すように前記軸対称推進室（１２）内に同軸に取り付けられた、破壊可能な管状ガイド（４０）であって、前記破壊可能な管状ガイド（４０）の少なくとも一部分は、１７００℃の温度において少なくとも２秒間耐えるように構成される、破壊可能な管状ガイド（４０）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】
前記破壊可能な管状ガイド（４０）は、軸対称であり、好適には円形の基部を有する円筒形である、ことを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項３】
前記破壊可能な管状ガイド（４０）は、前記軸対称推進室（１２）の前記スロート（１２ｃ）に密封状態で取り付けられる、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】
前記ロケットエンジンは、前記軸対称推進室（１２）の下流端部に接続された末広ノズル（１３）を具備し、前記破壊可能な管状ガイド（４０）は、前記末広ノズル（１３）の長さの最大で２０％にわたって、好適には前記末広ノズル（１３）の長さの最大で１０％にわたって、前記末広ノズル（１３）内に延びる、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】
前記破壊可能な管状ガイド（４０）は、５００Ｋｐａ（５バール）より大きい圧力がその内面に加えられた時に裂けるように構成される、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】
前記破壊可能な管状ガイド（４０）は、前記軸対称推進室（１２）の前記スロート（１２ｃ）から延びる、ことを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載のロケットエンジン。
【請求項７】
前記軸対称推進室（１２）には内部点火装置が存在しない、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】
ロケットエンジン（１）と発射パッド（３）とを具備する、アセンブリにおいて、
前記ロケットエンジン（１）が前記発射パッド（３）上に配置され、
前記発射パッド（３）は、前記ロケットエンジン（１）の前記破壊可能な管状ガイド（４０）の内部空間に向けて火炎を発射するように構成された、少なくとも１つの点火トーチ（３１）を具備する、ことを特徴とするアセンブリ。
【請求項９】
前記ロケットエンジン（１）が、前記軸対称推進室（１２）の前記下流端部に接続された末広ノズル（１３）を具備しており、更に、
前記点火トーチ（３１）は、前記ロケットエンジン（１）の軸線（Ａ）に沿って位置する区域であって且つ前記末広ノズル（１３）の前記上流端部から開始する、前記ロケットエンジン（１）の前記末広ノズル（１３）の長さの２０％より低く位置しない、区域を向く、ことを特徴とする請求項８に記載のアセンブリ。
【請求項１０】
前記点火トーチ（３１）は、前記ロケットエンジン（１）の内部内に貫入しない、ことを特徴とする請求項８又は９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、より安全で且つより良好で制御された地面を基礎とする点火を得る、ロケットエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
上記のロケットエンジンは、特に、市販のランチャー（発射装置）の、ミサイルの、又は民間用途又は軍事用途を有する任意の別の型式のロケット又は車両の、第１の段階又は単一の段階を備えることができる。
【０００３】
ランチャーの第１の段階の、液体推進剤を使用する主エンジンは、ランチャーがまだ地上にある時に点火されており、着火点に設けられたトーチを使用して液体推進剤を点火することが可能であり、そのことは、内部点火装置を不要にすることを可能にするので、従って機上質量及び費用を相当に節約する。
【０００４】
従って、図２に示すように、従来の地面を基礎とする点火の間に、ロケットエンジン９１の噴射ヘッド（頭部）９２は、推進室９３内に液体推進剤を噴射しており、推進剤は、その後推進室（９３）内に流入し、その後、推進室９３のスロート（喉部）９３ｃから実質的に円錐状のシャワーの状態で地面に向かって降下する。着火点に取り付けられた点火トーチ９４はその後、ロケットエンジン９１の末広ノズル９５の下流端部に比較的近接する区域内において、ロケットエンジン９１の対称軸線Ａの方向において、火炎を発射して、推進剤を着火させ、更に従ってエンジン９１の点火を達成する。
【０００５】
しかしながら、点火時に起こる爆発は、特に、推進室９３、末広ノズル９５、ヒンジ９７又はエンジン９１のラム（ピストン）９８、又はヒンジ９７の上に位置するランチャー、を損傷可能である、かなりの軸方向及び横方向の荷重を生じる。従って、これらの部材は、それに応じて寸法決めされなければならない。
【０００６】
更に、スロート９３ｃの下流の推進剤の円錐状の流れにより、有効点火区域９６は、エンジン９１の対称軸線Ａに対して実質的に偏倚可能である。
【０００７】
従って、その様な偏倚は、爆発中に非対称な横方向の荷重９９を引き起こし、従って、ロケットエンジンに加えられるかなりの曲げモーメントを引き起こす。当然ながら、点火区域がより偏心するに従い、これらの横方向荷重及びこれらの曲げモーメントは、より大きくなる。
【０００８】
現在、これらの効果に対抗するための１つの選択肢は、ロケットエンジンのより上流において及びエンジンの対称軸線により近い区域において、推進剤が点火されることを可能にする、長くて且つ邪魔な点火トーチを使用することである。
【０００９】
しかしながら、作動エンジンの高温及び高圧に結果的に曝される、これらの邪魔なトーチは、費用を要し、更に発射の間においてかなりの保守を必要とする。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
従って、ロケットエンジンがより安全で且つより良好で制御された地面を基礎とする点火を得ることの真の必要性が存在しており、更にそのことには、少なくとも部分的には、前述の公知の方法における固有の欠点が存在しない。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本開示は、ロケットエンジンに関しており、ロケットエンジンは、推進室の直径が最小であるスロートを具備する、軸対称推進室と、少なくとも１つの液体推進剤を推進室内に噴射するように構成された噴射ヘッドと、推進室のスロートの下流に前記推進剤を流すように推進室内に同軸で取り付けられた、破壊可能な管状ガイド（案内部）と、を具備する。
【００１２】
本開示において、「破壊可能」により意味するものは、その点火が達成されて更にその定常状態動作点に到達した時に、ロケットエンジンの通常動作中に、ロケットエンジンにより破壊されるか又は少なくとも排出され得る、要素である。更に、本開示において、用語「軸方向」と「半径方向」と「接線方向」と「内部」と「外部」及びそれらの派生語は、ロケットエンジンの主軸線に関して定義されており、「軸方向平面」は、ロケットエンジンの主軸線を通る平面であり、そして「半径方向平面」はこの主軸線に垂直な平面であると考えられており、最後に、用語「上流」及び「下流」は、ロケットエンジン内の流体の循環に関して定義される。
【００１３】
その費用が非常に低いその様なガイドにより、推進剤は、推進室の対称軸線の周りでガイドの内部容積に流入し、そしてスロートを離れると、推進室においてもはや分散しない。その後、着火点の点火トーチをガイドの下部に向けて、ロケットエンジンにおいてより上部で且つその対称軸線により近づいて、点火を達成することが可能である。その結果として、爆発により引き起こされる横方向の荷重はより弱く、非対称性がより少なくなり、従って、ロケットエンジンの構成要素が受ける力は、より弱くなる。これらの構成要素はその場合、より軽量で製作可能であるので、従ってロケットエンジンの総質量が低減される。
【００１４】
加えて、ガイドは、点火区域を含んでおり、点火中に爆発エネルギーの一部を吸収することに寄与可能であり、そのことは、推進室が受ける荷重を低減することに寄与する。
【００１５】
更に、ガイドは、爆発により、又は少なくとも、エンジンが作動し始める時に、燃焼ガスの熱及び流速により破壊及び排出されるように構成されており、従って、ガイドは、ロケットエンジンの性能に影響を与えず、更に、ロケットエンジンをより重くしない。
【００１６】
特定の実施の形態において、推進室の直径は、噴射ヘッドに接続されたその上流端部において開始して、そのスロートに向かって縮小され、その後、そのスロートからその下流端部へ再び増大する。
【００１７】
特定の実施の形態において、ガイドは軸対称である。これにより、ロケットエンジンの対称軸線の近傍において点火が促進される。
【００１８】
特定の実施の形態において、ガイドは円筒状であり、好適には円形の基部を有する。これは、推進剤の横方向分散を減少させることにより対称軸線に平行な流れを促進しており、そのことは、ロケットエンジンの対称軸線に近接する点火を促進する。
【００１９】
別の実施の形態において、ガイドは円錐形であり、好適には下流に向かって収束する。
【００２０】
特定の実施の形態において、ガイドは、推進室のスロートから延びる。従って推進剤は、推進室の上流部分からガイドに向かって連続的に流れる。
【００２１】
特定の実施の形態において、ガイドは、推進室のスロートに密封状態で取り付けられる。ガイドは、特に、接着テープにより又は任意の別の破壊可能な取り付け手段により取り付け可能である。
【００２２】
特定の実施の形態において、ガイドは、少なくとも推進室の下流端部まで延びる。
【００２３】
特定の実施の形態において、ロケットエンジンはまた、推進室の下流端部に接続する、末広ノズルを具備する。
【００２４】
特定の実施の形態において、ガイドは、末広ノズルの長さの最大で２０％、好適には末広ノズルの長さの最大で１０％、又は末広ノズルの長さの０％に亘って末広ノズル内に延びる。このようにして、ロケットエンジンにおいて、かなり高度の点火を達成して、非対称性点火の危険性を低減することが可能である。
【００２５】
特定の実施の形態において、ガイドは軽量である。従って、ガイドは、好適には５ｋｇ（４９．０３３Ｎ）未満の重さである。
【００２６】
特定の実施の形態において、ガイドは可撓性である。従って、それは、例えば、布又はプラスチックにより製作可能である。
【００２７】
特定の実施の形態において、ガイドは１０ｍｍ未満、好適には２から１０ｍｍの間からなる厚みを有する。
【００２８】
特定の実施の形態において、ガイドの少なくとも一部分、好適にはその上流部分、場合によってはガイド全体は、その内面に５００Ｋｐａ（５バール）より大きい圧力が加えられた時に裂けるように構成される。このようにして、ガイドは、爆発の瞬間に裂け、そのことは、その破壊及びその除去に寄与する。
【００２９】
特定の実施の形態において、ガイドの少なくともこの部分、場合によってはガイド全体は、プラスチック製である。しかしながら、別の材料は、当然可能である。
【００３０】
特定の実施の形態において、ガイドの少なくとも一部分、好適にはその下流部分は、１７００℃の温度に対して少なくとも２秒間耐えるように構成される。このようにして、ガイドは、点火トーチによるエンジンの点火のために十分に長い間、耐え且つ所定の位置に留まり、その様な点火は、一般的に１〜２秒を要する。
【００３１】
特定の実施の形態において、ガイドの少なくともこの部分、場合によってはガイド全体は、断熱材料により製作される。ガイドは、従って、これらの例だけを例証するように、シリカ繊維、コルク、Ｎｅｘｔｅｌ（登録商標）被覆、又はＭＬＩ  Ｊｅｈｉｅｒ（登録商標）多層材料からなる布を具備可能である。
【００３２】
特定の実施の形態において、ガイドの少なくともこの部分、場合によってはガイド全体は、内部熱保護被覆を備える。
【００３３】
特定の実施の形態において、推進室は内部点火装置を備えない。
【００３４】
本開示はまた、前出の実施の形態のいずれか１つによるロケットエンジンと発射パッドとを具備する、アセンブリに関しており、ロケットエンジンは、発射パッド上に配置される。
【００３５】
特定の実施の形態において、発射パッドは、火炎をロケットエンジンのガイドの内部空間に向けて発射するように構成された、少なくとも１つの点火トーチを具備する。
【００３６】
特定の実施の形態において、前記点火トーチ、好適には各点火トーチは、ロケットエンジンの軸線に沿って位置する区域であって且つ末広ノズルの上流端部から開始するロケットエンジンの末広ノズルの長さの２０％より低くに位置しない、区域を向く。点火トーチは、推進室と末広ノズルとの間の接点の上流に位置する区域に向くことが好ましい。これにより、非対称性点火の危険性を低減することを可能にする。
【００３７】
特定の実施の形態において、前記点火トーチ、好適には各点火トーチは、ロケットエンジンの内部に貫入しない。このようにして、点火トーチの費用及び保守は、低減される。
【００３８】
前述の特徴及び利点、並びに別のものは、提案されたロケットエンジンの例示的な実施の形態の、以下の詳細な説明を読むと明らかになるであろう。この詳細な説明は、添付の図面を参照する。
【００３９】
添付の図面は、図式的であり、本発明の原理を主に説明することを目的とする。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】図１は、本発明によるロケットエンジンの断面図である。
【図２】図２は、従来技術によるロケットエンジンの断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００４１】
本発明をより具体的にするために、ロケットエンジンの例は、添付の図面を参照して以下に詳細に説明される。本発明がこの例に限定されないことが想起される。
【００４２】
図１は、本発明によるロケットエンジン１を、その主軸線Ａを通る垂直平面に沿った断面図において示す。ロケットエンジン１は、上流から下流へ、噴射ヘッド（頭部）１１と、推進室１２と、末広ノズルとを具備する。このアセンブリは、その上端部に取り付けられたジンバルヒンジ２１と横方向ラム（ピストン）２２とによりランチャー（発射装置）２に取り付けられる。
【００４３】
エンジン１の軸線Ａの周りで対称な推進室１２は、その上流端部により噴射ヘッド１１に接続される。推進室の直径は次いで、推進室の直径が最小に達するまで下流で減少し、推進室の下流端部まで再び増大する前に、スロート１２ｃを形成する。この下流端部は、エンジン１の末広ノズル１３に接続する。
【００４４】
エンジン１の通常運転中に、定常運転において、噴射ヘッド１は、２つの液体推進剤の混合物を推進室１２の上流部分１２ｍ内に噴射しており、推進剤の燃焼はその後、燃焼室を形成する、推進室１２のこの部分１２ｍにおいて発生して、高速で下流に噴出する相当量の燃焼ガスを生成しており：推進室のスロート１２ｃを通過することにより、燃焼ガスを加速することを可能にしながら、その下流部分１２ｖ及び末広ノズル１３は、末広ノズル１３の下流端部において噴出する前に燃焼ガスの膨張を確保し、従って上方向を向く反対方向の推進力を確保して、ランチャーを推進させることができる。
【００４５】
発射の準備中において、ランチャー２は、着火点の発射パッド３上に配置されており、この発射パッド３は、ロケットエンジン１の内部に侵入しない、点火トーチ３１を備える。
【００４６】
また、推進室１２のスロート１２ｃの直径と実質的に等しい直径であって且つこの場合において円状基部を有する、円筒状の管状ガイド４０が、主軸線Ａと同軸状で、ロケットエンジン１内に取り付けられる。この管状ガイド４０は、密封された手段によりお互いに接続された２つの部分を有しており、上流部分４１はプラスチック製であり、下流部分４２は、シリカ繊維を具備する断熱材料により製作される。
【００４７】
管状ガイド４０の上流端部は、例えば接着テープを用いて、推進室１２のスロート１２ｃに取り付けられる。従って、管状ガイド４０は、スロート１２ｃから推進室１２の下流部分１２ｖ内に延び、末広ノズル１３内に部分的に貫入する。この例において、管状ガイド４０の下流端部は、末広ノズル１３の上流端部から始まる、末広ノズル１３の長さの約１５％に位置する。
【００４８】
点火トーチ３１は、次いで、管状ガイド４０の下流部分４２を向くように配向される。
【００４９】
エンジン１に点火するために、２つの液体推進剤は、噴射ヘッド１１により噴射されており、液体推進剤はその後、推進室１２の上流部分１２ｍ内に流入し、次いで、横方向に分散することなく、管状ガイド４０内に流入する。点火トーチ３１はその後、点灯され、各々は、管状ガイド４０の下流部分４２の内部容積の方向、即ちエンジン１の主軸線Ａの方向において及び推進室１２と末広ノズル１３との間の接点１５において、火炎を発射する。この手順は、推進剤が着火する前に、１から２秒間持続可能であり、管状ガイド４０の下流部分４２の断熱材料は、その後、エンジンの有効点火まで、管状ガイド４０が耐えることを可能にする。
【００５０】
従って、管状ガイド４０により、推進剤の点火は、管状ガイド４０の内部に位置する制御された点火区域５０において、ロケットエンジン１の対称軸線Ａ上においてむしろ正確に、発生しており、そして従って、そのことは、対称性及び比較的弱い横方向荷重５１を生じる。
【００５１】
爆発の間に、管状ガイド４０は、破裂して、爆発爆風によりロケットエンジン１から外に排出される。一旦点火が起こると、燃焼ガスの速度及び熱は、管状ガイド４０及びその取り付け手段の可能性のある残留物の破壊及び／又は排出を可能にする。
【００５２】
本開示に記載された実施の形態又は例示的な実施の形態は、説明のために与えられており、限定するものではなく、当業者は、本開示を見て、これらの実施の形態又は例示的な実施の形態を容易に変更すること、又は別のものを想起可能である一方で、本発明の範囲内に留まる。
【００５３】
更に、これらの実施の形態又は例示的な実施の形態の異なる特徴は、単独で又は共に組み合わせて使用可能である。特徴が組み合わされる場合に、これらの特徴は、上述したものと同様に又は異なって、組み合わせ可能であり、本発明は、本開示に記載された特定の組み合わせに限定されない。特に、異なって特定されない限り、実施の形態又は例示的な実施の形態に関連して説明した特徴は、別の実施の形態又は例示的な実施の形態に類似して適用可能である。
【図１】
2019511668.tif 000003
【図２】
2019511668.tif 000004
【手続補正書】
【提出日】平成30年11月8日(2018.11.8)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットエンジンにおいて、
軸対称推進室（１２）の直径が最小であるスロート（１２ｃ）を具備する、軸対称推進室（１２）と、
少なくとも１つの液体推進剤を前記軸対称推進室（１２）内に噴射するように構成された噴射ヘッド（１１）と、
前記軸対称推進室（１２）の前記スロート（１２ｃ）の下流に前記少なくとも１つの液体推進剤を流すように前記軸対称推進室（１２）内に同軸に取り付けられた、破壊可能な管状ガイド（４０）であって、前記破壊可能な管状ガイド（４０）の少なくとも一部分は、１７００℃の温度において少なくとも２秒間耐えるように構成される、破壊可能な管状ガイド（４０）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】
前記破壊可能な管状ガイド（４０）は、軸対称であり、好適には円形の基部を有する円筒形である、ことを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項３】
前記破壊可能な管状ガイド（４０）は、前記軸対称推進室（１２）の前記スロート（１２ｃ）に密封状態で取り付けられる、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】
前記ロケットエンジンは、前記軸対称推進室（１２）の下流端部に接続された末広ノズル（１３）を具備し、前記破壊可能な管状ガイド（４０）は、前記末広ノズル（１３）の長さの最大で２０％にわたって、好適には前記末広ノズル（１３）の長さの最大で１０％にわたって、前記末広ノズル（１３）内に延びる、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】
前記破壊可能な管状ガイド（４０）は、５００Ｋｐａ（５バール）より大きい圧力がその内面に加えられた時に裂けるように構成される、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】
前記破壊可能な管状ガイド（４０）は、前記軸対称推進室（１２）の前記スロート（１２ｃ）から延びる、ことを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載のロケットエンジン。
【請求項７】
前記軸対称推進室（１２）には内部点火装置が存在しない、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】
請求項１〜７のいずれか一項に記載のロケットエンジン（１）と発射パッド（３）とを具備する、アセンブリにおいて、
前記ロケットエンジン（１）が前記発射パッド（３）上に配置され、
前記発射パッド（３）は、前記ロケットエンジン（１）の前記破壊可能な管状ガイド（４０）の内部空間に向けて火炎を発射するように構成された、少なくとも１つの点火トーチ（３１）を具備する、ことを特徴とするアセンブリ。
【請求項９】
前記ロケットエンジン（１）が、前記軸対称推進室（１２）の前記下流端部に接続された末広ノズル（１３）を具備しており、更に、
前記点火トーチ（３１）は、前記ロケットエンジン（１）の軸線（Ａ）に沿って位置する区域であって且つ前記末広ノズル（１３）の前記上流端部から開始する、前記ロケットエンジン（１）の前記末広ノズル（１３）の長さの２０％より低く位置しない、区域を向く、ことを特徴とする請求項８に記載のアセンブリ。
【請求項１０】
前記点火トーチ（３１）は、前記ロケットエンジン（１）の内部内に貫入しない、ことを特徴とする請求項８又は９に記載のアセンブリ。
【国際調査報告】
2019511668.tif 000005
2019511668.tif 000006
2019511668.tif 000007
2019511668.tif 000008
2019511668.tif 000009
2019511668.tif 000010