(57)【要約】エンジンスタートシステムは、地上配備の液圧加圧システムを有する設備と、液体推進剤ロケットエンジンの燃焼器とを含む。エンジンは、地上配備の液圧加圧システムに流体的に結合される。液体推進剤ロケットエンジンは、地上配備の液圧加圧システムから作動的に取り外し可能である。
2019525056.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンスタートシステムであって、
地上配備の液圧加圧システムを有する設備と、
地上配備の液圧加圧システムに流体的に結合された、液体推進剤ロケットエンジンの燃焼器と、
を含み、液体推進剤ロケットエンジンが、地上配備の液圧加圧システムから作動的に取り外し可能である、エンジンスタートシステム。
【請求項２】
液体推進剤ロケットエンジンは、スターターシステムを含み、スターターシステムは、燃焼器に接続された供給ラインと、弁と、燃焼器と弁との間で供給ライン内に保持された自然発火性のスラグとを含み、地上配備の液圧加圧システムが、スターターシステムに流体的に結合される、請求項１に記載のエンジンスタートシステム。
【請求項３】
地上配備の液圧加圧システムは、加圧された液圧流体が自然発火性のスラグを燃焼器内に移動させるように、加圧された液圧流体をスターターシステム内に提供するように作動可能である、請求項２に記載のエンジンスタートシステム。
【請求項４】
設備は、発射設備である、請求項１に記載のエンジンスタートシステム。
【請求項５】
設備は、試験設備である、請求項１に記載のエンジンスタートシステム。
【請求項６】
エンジンスタートシステムであって、
飛行体と、飛行体に取り付けられたロケットエンジンと、
液圧加圧システムと、
を備え、ロケットエンジンは、燃焼室と、スターターシステムとを含み、スターターシステムは、燃焼室に接続された供給ラインと、弁と、燃焼室と弁との間で供給ライン内に保持された自然発火性のスラグとを含み、ロケットエンジンは、飛行体を発射するように作動可能であり、
液圧加圧システムは、飛行体と共に発射されないように、飛行体およびロケットエンジンから分離されており、液圧加圧システムは、スターターシステムと流体的に接続および接続解除されるように構成され、液圧加圧システムは、加圧された液圧流体が自然発火性のスラグを燃焼室内に移動させるように、加圧された液圧流体をスターターシステム内に提供するように作動可能である、エンジンスタートシステム。
【請求項７】
液圧加圧システムは、一方向供給でスターターシステムに流体的に結合される、請求項６に記載のエンジンスタートシステム。
【請求項８】
液圧加圧システムは、双方向供給でスターターシステムに流体的に結合される、請求項６に記載のエンジンスタートシステム。
【請求項９】
弁の上流に背圧オリフィスをさらに備える、請求項６に記載のエンジンスタートシステム。
【請求項１０】
液圧加圧システムは、移動可能である、請求項６に記載のエンジンスタートシステム。
【請求項１１】
自然発火性のスラグは、トリエチルアルミニウム−トリエチルボランである、請求項６に記載の発射システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、エンジンスタートシステムに関する。
【０００２】
（関連出願の相互参照）
本開示は、２０１６年７月１１日に出願された出願番号第６２／３６０，８８０号の米国仮特許出願の優先権を主張する。
【背景技術】
【０００３】
炭化水素燃料液体推進剤ロケットエンジンは一般に、燃焼を開始するために自然発火性スラグインジェクションシステムを使用してきた。このような自然発火性スラグインジェクションシステムは、エンジン圧力剤システムを含む。エンジン圧力剤システムによって、スラグは燃焼室に入り、そこでスラグは発火する。圧力剤システムは一般に、エンジンか、エンジンによって推進されるロケット飛行体と一体化される。すなわち、圧力剤システムは、エンジンおよび飛行体と一緒に発射される。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本開示の実施例によるエンジンスタートシステムは、地上配備の液圧加圧システムを有する設備と、地上配備の液圧加圧システムに流体的に結合された、液体推進剤ロケットエンジンの燃焼器とを含む。液体推進剤ロケットエンジンは、地上配備の液圧加圧システムから作動的に取り外し可能である。
【０００５】
上述した実施例のいずれかのさらなる実施例では、液体推進剤ロケットエンジンは、スターターシステムを含む。スターターシステムは、燃焼器に接続された供給ラインと、弁と、燃焼器と弁との間で供給ライン内に保持された自然発火性のスラグとを有しており、地上配備の液圧加圧システムは、スターターシステムに流体的に結合される。
【０００６】
上述した実施例のいずれかのさらなる実施例では、地上配備の液圧加圧システムは、加圧された液圧流体が自然発火性のスラグを燃焼器内に移動させるように、加圧された液圧流体をスターターシステム内に提供するように作動可能である。
【０００７】
上述した実施例のいずれかのさらなる実施例では、設備は、発射設備である。
【０００８】
上述した実施例のいずれかのさらなる実施例では、設備は、試験設備である。
【０００９】
本開示の実施例によるエンジンスタートシステムは、飛行体と、飛行体に取り付けられたロケットエンジンとを含む。ロケットエンジンは、燃焼室と、スターターシステムとを有する。スターターシステムは、燃焼室に接続された供給ラインと、弁と、燃焼室と弁との間で供給ライン内に保持された自然発火性のスラグとを有する。ロケットエンジンは、飛行体を発射するように作動可能である。液圧加圧システムが、飛行体と共に発射されないように、飛行体およびロケットエンジンから分離されている。液圧加圧システムは、スターターシステムと流体的に接続および接続解除されるように構成され、液圧加圧システムは、加圧された液圧流体が自然発火性のスラグを燃焼室内に移動させるように、加圧された液圧流体をスターターシステム内に提供するように作動可能である。
【００１０】
上述した実施例のいずれかのさらなる実施例では、液圧加圧システムは、一方向供給でスターターシステムに流体的に結合される。
【００１１】
上述した実施例のいずれかのさらなる実施例では、液圧加圧システムは、双方向供給でスターターシステムに流体的に結合される。
【００１２】
上述した実施例のいずれかのさらなる実施例は、弁の上流に背圧オリフィスを含む。
【００１３】
上述した実施例のいずれかのさらなる実施例では、液圧加圧システムは、移動可能である。
【００１４】
上述した実施例のいずれかのさらなる実施例では、自然発火性のスラグは、トリエチルアルミニウム−トリエチルボランである。
【００１５】
本開示のさまざまな特徴および利点は、以下の詳細な説明から当業者には明らかとなるであろう。詳細な説明に付随する図面は、以下に簡単に説明できる。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】発射システムを示す図。
【図２】一方向供給で液体推進剤ロケットエンジンおよび液圧加圧システムを示す図。
【図３】双方向供給で液体推進剤ロケットエンジンおよび液圧加圧システムを示す図。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
図１は、エンジンスタートシステム２０を概略的に示す。例示の実施例では、システム２０は、地上配備の液圧加圧システム２４を有する設備２２を含む。飛行体２６が、設備２２の地上配備の液圧加圧システム２４から作動的に取り外し可能である。ロケットエンジン２８が、飛行体２６に取り付けられる。例えば、飛行体２６が発射される場合、飛行体２６は、地上配備の液圧加圧システム２４から機械的に取り外される。一例として、設備は、飛行体２６の発射用に構成された発射台などの発射設備、または試験設備とすることができる。試験設備は、飛行体なしでロケットエンジン２８を据え付ける構造を含むことができる。
【００１８】
ロケットエンジン２８は、燃焼器２８ａとノズル２８ｂとを含む。ロケットエンジン２８は、自然発火性の液体推進剤ロケットエンジンである。この点では、ロケットエンジン２８は、自然発火性のスラグ３２を有するスターターシステム３０を含む。自然発火性のスラグは、限定する訳ではないが、トリエチルアルミニウム−トリエチルボランとすることができる。地上配備の液圧加圧システム２４は、ロケットエンジン２８に流体的に結合される。例えば、液圧加圧システム２４は、スターターシステム３０に流体的に接続された供給ライン２４ａを含む。供給ライン２４ａは、ホース、剛性パイプ、またはホースとパイプの組み合わせを含むことができる。
【００１９】
地上配備の液圧加圧システム２４は、飛行体２６と共に発射されないように、飛行体２６およびロケットエンジン２８から分離されている。例えば、地上配備の液圧加圧システム２４は、飛行体２６およびロケットエンジン２８に対するシステム２４の移動を可能にするＷで示した車輪を有する移動可能カートである。液圧加圧システム２４は、液圧流体Ｆを保持するように構成されたタンクと、液圧流体Ｆを加圧し、移動させるためのポンプおよび弁とを含むことができる。
【００２０】
液圧加圧システム２４は、液圧流体Ｆをスターターシステム３０内に提供するように作動可能である。液圧流体Ｆは、自然発火性のスラグ３２を燃焼室２８ａ内に移動させ、そこでスラグは自然に反応してロケットエンジン２８内の燃焼を開始する。
【００２１】
ロケットエンジン２８は、取り外された供給ライン２４ａ’（破線）で示すように、液圧加圧システム２４から作動的に取り外し可能である。例えば、供給ライン２４ａは、スターターシステム２０と流体的に接続されるように、飛行体２６またはロケットエンジン２８上の嵌り合いコネクターに取り付け可能な、乾式コネクターなどの、コネクター２４ｂを含むことができる。従って、液圧加圧システム２４は、ロケットエンジン２８の開始のために飛行体２６またはロケットエンジン２８に接続することができ、次いで、飛行体２６およびロケットエンジン２８の発射前または発射時に接続解除することができる。従って、地上配備の液圧加圧システム２４は、ロケットエンジンまたは飛行体に搭載された完全な圧力剤システムの必要性を解消し、それによって、重量が低減され、設計が簡単になる。
【００２２】
図２は、ロケットエンジン１２８の実施例を示す。この開示では、同様の参照符号は、適切ならば同様の要素を示し、１００またはその倍数を付加した参照符号は、対応する要素の同じ特徴および利点を組み込むと理解される修正された要素を示す。ロケットエンジン１２８は、燃焼器１２８ａと、ノズル１２８ｂと、供給ライン１３０ａを通して燃焼器１２８ａに流体的に接続されたスターターシステム１３０とを含む。
【００２３】
スターターシステム１３０は、逆止弁などの弁１３４と、燃焼器１２８ａと弁１３４との間で供給ライン１３０ａ内に保持された自然発火性のスラグ１３２とを含む。自然発火性のスラグは、供給ライン１３０ａ内に装着されたカートリッジの形態とすることができる。
【００２４】
地上配備の液圧加圧システム１２４は、飛行体境界面「Ｉ」において乾式コネクターなどのコネクター１２４ｂを介してスターターシステム１３０と流体的に接続および接続解除される供給ライン１２４ａを有するように構成される。地上配備の液圧加圧システム１２４は、加圧された液圧流体Ｆをスターターシステム１３０内に提供するように作動可能である。例えば、地上配備の液圧加圧システム１３０内の発火弁１３４ａが開になると、加圧された液圧流体Ｆが、自然発火性のスラグ１３２を供給ライン１３０ａを通して燃焼室１２８内に押しやる。自然発火性のスラグ１３２は、自然に反応して、ロケットエンジン１２８内の燃焼を開始する。
【００２５】
この実施例では、供給ライン１２４ａは、スターターシステム１３０への一方向供給である。すなわち、液圧流体Ｆは、一回限りの使用のためにスターターシステム１３０に供給され、液圧加圧システム１２４には戻らない。代替として、図３に示すように、地上配備の液圧加圧システム１２４は、供給ライン２２４ａと、戻りライン２２４ｃとを、すなわち、双方向供給を含むことができる。供給ライン２２４ａおよび戻りライン２２４ｃのそれぞれは、飛行体境界面Ｉにおいてコネクター２２４ｂを介してスターターシステム１３０に接続可能である。同様に、スターターシステム１３０は、供給ライン２２４ａに接続される供給ライン２３０ａと、戻りライン２２４ｃに接続される戻りライン２３０ｂとを含む。この実施例では、戻りライン２３０ｂは、発火弁１３４が開いた後の背圧を制限するように弁１３４の上流に背圧オリフィス２３６を含む。液圧流体Ｆは、供給ライン２２４ａを介してスターターシステム１３０の供給ライン２３０ａに供給され、戻りライン２２４ｂを介して戻りライン２３０ｃに戻る。発火弁１３４ａが開にされると、液圧流体は、燃焼を開始するように自然発火性のスラグ１３２を燃焼室１２８ａ内に押しやる。この場合、液圧流体の一部または全てが再利用可能である。
【００２６】
特徴の組み合わせが、例示的な実施例に示されているとはいえ、本開示のさまざまな実施例の利益を実現するために、それらの全てを組み合わせる必要はない。すなわち、本開示の実施例に従って設計されたシステムは、図面のいずれか１つに示された特徴の全ておよび図面に概略示された部分の全てを必ずしも含むことはない。さらに、１つの例示的な実施例の選択された特徴は、他の例示的な実施例の選択された特徴と組み合わせ可能である。
【００２７】
上述した説明は、本質的に限定でなく例示である。本開示から必ずしも逸脱しない、開示された実施例への変更および修正は、当業者には明らかとなり得る。本開示に与えられる法的保護範囲は、以下の請求の範囲を検討することによってのみ決定可能である。
【図１】
2019525056.tif 000003
【図２】
2019525056.tif 000004
【図３】
2019525056.tif 000005
【国際調査報告】
2019525056.tif 000006
2019525056.tif 000007
2019525056.tif 000008