(57)【要約】  本発明の傾斜角が固定された可変推力ロケットアセンブリー１０２は、ロケット胴体１００を推進し調整するのに使われる。３個以上のロケットエンジン１０４，１０６，１０８の各々の傾斜角を固定してアセンブリー１０２全体を調整することができる。具体的には、ロケットエンジン１０４，１０６，１０８の各々の推進剤流量を互いに対して変化させ、ロケットアセンブリー１０２の総推力ベクトルを調節してロケット胴体１００を所望の通りに調整することができる。測定されたロケット胴体方向を所望する方向と比較し、所望する方向を得るのに必要な調整入力値を決定する。【選択図】図１
2014505835.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
各々のロケットエンジンがロケット胴体の中心線に対して一定の傾斜角を有するように集合的に配列された３個以上のロケットエンジン、および
各々のロケットエンジンに対する推進剤の供給流量を調節してロケットエンジン集合の総推力ベクトルを変化させる２個以上の制御バルブを含むことを特徴とするロケット胴体。
【請求項２】
前記ロケットエンジンの各々がロケット胴体の中心線から外側に傾斜していることを特徴とする、請求項１に記載のロケット胴体。
【請求項３】
前記ロケットエンジンの各々の傾斜角が互いに同一であることを特徴とする、請求項１に記載のロケット胴体。
【請求項４】
前記ロケットエンジンの各々の傾斜角が１５度であることを特徴とする、請求項１に記載のロケット胴体。
【請求項５】
ロケット胴体の中心線に垂直な方向に前記ロケットエンジンの各々の傾斜角の和が０であることを特徴とする、請求項１に記載のロケット胴体。
【請求項６】
前記ロケットエンジンの各々に対して同一な推進剤を供給すれば、ロケット胴体の中心線と一致する推力ベクトルが発生することを特徴とする、請求項１に記載のロケット胴体。
【請求項７】
ロケット胴体の方向を所望の通りにするためにロケットエンジン集合の総推力ベクトルを繰り返し変化させるフィードバック制御回路をさらに含むことを特徴とする、請求項１に記載のロケット胴体。
【請求項８】
ロケットエンジンの各々における質量流量出力の９９％以上が他のロケットエンジンの質量流量出力と作用することを特徴とする、請求項１に記載のロケット胴体。
【請求項９】
３個以上のロケットエンジンの集合に対する推進剤の供給流量を調節してロケットエンジン集合の総推力ベクトルを変え、ロケットエンジンの各々がロケット胴体の中心線に対して一定の傾斜角を有することを特徴とする方法。
【請求項１０】
前記ロケットエンジンの各々がロケット胴体の中心線から外側に傾斜していることを特徴とする、請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
前記ロケットエンジンの各々の傾斜角が互いに同一であることを特徴とする、請求項９に記載の方法。
【請求項１２】
前記ロケットエンジンの各々の傾斜角が１５度であることを特徴とする、請求項９に記載の方法。
【請求項１３】
ロケット胴体の中心線に垂直な方向に前記ロケットエンジンの各々の傾斜角の和が０であることを特徴とする、請求項９に記載の方法。
【請求項１４】
前記ロケットエンジンの各々に対して同一な推進剤を供給すれば、ロケット胴体の中心線と一致する推力ベクトルが発生することを特徴とする、請求項９に記載の方法。
【請求項１５】
測定されたロケット胴体の姿勢を所望するロケット胴体方向と比較するステップをさらに含み、推進剤の供給流量の調節動作が測定されたロケット胴体方向を所望する方向に一致させるように実行されることを特徴とする、請求項９に記載の方法。
【請求項１６】
前記比較と調節が測定されたロケット胴体方向と所望する方向が一致するまでに繰り返されることを特徴とする、請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
ロケットエンジンの各々における質量流量出力の９９％以上が他のロケットエンジンの質量流量出力と作用することを特徴とする、請求項９に記載の方法。
【請求項１８】
各々のロケットエンジンがロケット胴体の中心線に対して外側に一定の傾斜角を有する３個以上のロケットエンジン、および
各々のロケットエンジンに対する推進剤の供給流量を調節してロケットエンジン集合の総推力ベクトルを変化させる３個以上の制御バルブを含むことを特徴とするロケットエンジン集合。
【請求項１９】
ロケット胴体の中心線に垂直な方向に前記ロケットエンジンの各々の傾斜角の和が０であることを特徴とする、請求項１８に記載のロケットエンジン集合。
【請求項２０】
ロケット胴体の方向を所望の通りにするためにロケットエンジン集合の総推力ベクトルを繰り返し変化させるフィードバック制御回路をさらに含むことを特徴とする、請求項１８に記載のロケットエンジン集合。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケット推進技術に関する。
【背景技術】
【０００２】
真空や不完全真空の環境（例；地球上部の大気と宇宙空間）または陸地で用いられる推進体としてのロケットエンジンは、貯蔵された燃料と酸素を燃焼や分解させて推力を作る。燃料と酸化剤は別に貯蔵しておき、燃焼するか（例；二元推進剤）、燃焼する前に予め混合して貯蔵される（例；単元推進剤）。大部分のロケットエンジンは内燃機関であるが、他の（例；分解のみする）ロケットエンジンもある。
【０００３】
推力を得るのにロケットエンジンを用いる宇宙船の総推力ベクトルは時間に応じて変化するようにしなければならない。例えば、宇宙船が燃料や酸化剤を消耗しつつ、宇宙船の質量中心が変化する。また、予想できない条件（例；環境条件）も宇宙船の方向に影響を及ぼし、推力ベクトルを宇宙船の方向に合わせて調節しなければならない。現在、ロケットエンジンの推力ベクトルを変化させるのに色々なシステムと方法が利用されている。
【０００４】
例えば、ロケットエンジンの全体をヒンジやジンバル（ｇｉｍｂａｌ）に設け、ヒンジやジンバルがエンジンの推力ベクトルと一致するようにすることができる。このシステムの短所は、ジンバルと関連作動機によって重さが増加し、構造が複雑化するということである。また、低圧の柔軟なパイプやロータリーカップリングを使って推進剤の供給路を作らなければならず、このようなパイプやカップリングは堅固なパイプや他のコネクターに比べて丈夫ではない。このような短所は、効果的で且つ確実に重力を克服しなければならない宇宙船に問題となる。
【０００５】
一方、ロケットエンジンの燃焼室と関連ノズルだけを調整することもできる。このようなシステムも、同じく、重量が増加し、構造が複雑化するという短所がある。しかし、燃料／酸化剤ポンプを固定し、高圧供給機を燃焼室とノズルに取り付ければ、燃焼室とノズルの信頼性を改善することができる。
【０００６】
また、高温の翼がロケットエンジンの排ガスを分けるようにして排ガスジェット流を所望するベクトルに変えるものもある。このシステムの短所は、このような翼が超高温と圧力を耐えなければならないということである。
【０００７】
なお、ロケットエンジンを固定し、姿勢制御推進機を使って宇宙船を調整する方法もある（例；Ｖｅｒｎｉｅｒ推進機）。このシステムの短所も重さが増加し構造が複雑化するということである。
【発明の概要】
【０００８】
以上で説明した問題点を解決するために、本発明は、各々のロケットエンジンがロケット胴体の中心線に対して一定の傾斜角を有するように集合的に配列された３個以上のロケットエンジンを備えたロケット胴体を提供する。このロケット胴体は、各々のロケットエンジンに対する推進剤の供給流量を調節してロケットエンジン集合の総推力ベクトルを変化させる２個以上の制御バルブをさらに含む。
【０００９】
また、本発明は、３個以上のロケットエンジンの集合に対する推進剤の供給流量を調節してロケットエンジン集合の総推力ベクトルを変え、ロケットエンジンの各々がロケット胴体の中心線に対して一定の傾斜角を有するようにする方法によって前述した問題を解決することができる。
【００１０】
なお、本発明は、各々のロケットエンジンがロケット胴体の中心線に対して外側に一定の傾斜角を有する３個以上のロケットエンジンを含むロケットエンジン集合を介して前述した問題を解決することができる。このロケットエンジン集合は、各々のロケットエンジンに対する推進剤の供給流量を調節してロケットエンジン集合の総推力ベクトルを変化させる３個以上の制御バルブをさらに含む。
【００１１】
以下、添付図面を参照して本発明について詳しく説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明によって傾斜角が固定された可変推力ロケットアセンブリー集合が取り付けられたロケット胴体の斜視図である。
【図２】図１の側面図である。
【図３】図１の底面図である。
【図４】ロケットアセンブリーの推進剤供給システムのブロック図である。
【図５】ロケットアセンブリーの動作をなす方法を説明するフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
図１は、可変推力ロケットアセンブリー１０２が取り付けられたロケット胴体１００の斜視図である。ロケットアセンブリー１０２は推進剤を燃焼させるか分解させるが、具体的には、燃料と酸化剤成分を使用可能エネルギーに変換する。すなわち、ロケットアセンブリー１０２が排気流体の高速排出によって推力を得る。このような流体は、通常、気体であって、燃焼室や分解室内で推進剤を高圧で燃焼や分解して生じられる。排気流体は、超音速の推進ノズル１０４，１０６，１０８集合を通過し、矢印１１０で示すように、このようなノズルは、気体の熱エネルギーを用いて、排気ガスを超音速や極超音速に加速してノズル外へ排出する。推進ノズル１０４，１０６，１０８内部において、ノズル内壁面を圧迫する推進剤の燃焼や分解による膨張によって生じる圧力分布によって正味推力が発生し、このため、ロケット胴体１００が排出推進剤の反対方向である矢印１１２方向に推進される。このような集合ノズル１０４，１０６，１０８は、類似する性能の推力を出す単一ノズルより速く反応する。
【００１４】
ロケット胴体１００は、真空環境（例；惑星環境、海、宇宙空間）において動作するように構成される。また、ロケット胴体１００はより大きいロケット胴体の一部分であって、例えば、宇宙船の推進エンジンであってもよい。推進剤としては単元推進剤や二元推進剤を用い、推進剤の各成分（例；燃料と酸化剤）をロケット胴体１００内のタンク（図示せず）に保管する。また、使用できる推進ノズル１０４，１０６，１０８の種類も非常に様々であり、例えば、ラバル（ｄｅ  Ｌａｖａｌ）、ＥＤ（ｅｘｐａｎｓｉｏｎ−ｄｅｆｌｅｃｔｉｏｎ）、プラグ（ｐｌｕｇ）、エアロスパイク（ａｅｒｏｓｐｉｋｅ）、エキスパンディング（ｅｘｐａｎｄｉｎｇ）、ベル（ｂｅｌｌ）、スティープド（ｓｔｅｅｐｅｄ）、デュアル−ベル（ｄｕａｌ−ｂｅｌｌ）、デュアル−エキスパンダー（ｄｕａｌ−ｅｘｐａｎｄｅｒ）、デュアル−スロート（ｄｕａｌ−ｔｈｒｏａｔ）、シングルエキスパンジョンランプ（ｓｉｎｇｌｅ  ｅｘｐａｎｓｉｏｎ  ｒａｍｐ）などがある。
【００１５】
これらのノズル１０４，１０６，１０８の各々の推力ベクトルは、ロケット胴体の質量中心に対して小さいモーメントアームを作る方向を有する。その結果、ノズルごとに各々ロケット胴体１００の揺動を制御するためのトルクをロケット胴体に発生させることができる。一例として、ノズル１０４，１０６，１０８の各々を外側に１５度傾けても（１５度外向き傾斜）ロケット胴体１００の揺動を十分に制御することができる。１５度外向き傾斜において、ロケット胴体の有効な軸方向推力と関連Ｉｓｐは正常値の９６．４％であり、この値はノズル出力のスロットルを使って姿勢制御をするのに充分である。一方、他の外向き傾斜角を使うこともできる。または、ノズル１０４，１０６，１０８を内側や外側に傾くようにするか、全く傾かないようにすることもできる。例えば、ノズル１０４，１０６，１０８をロケット胴体１００の重心から少しだけ半径方向にずれるようにしても、ロケット胴体１００の揺動を十分に制御することができる。
【００１６】
ノズル１０４，１０６，１０８の各々が外側に傾斜しても、多様に予想されるエンジン作動条件において、このように傾斜したノズルがロケット胴体１００の揺動制御に悪影響を及ぼさないか、総推力性能を下げることなく９９％より大きく維持するように設計される。また、各々のノズルに関連したエンジンは、エンジンから出る流体が局部的な超音速状態で動く燃焼室の圧力範囲内で動作するように設計される。流体類の揺動がより低い局所音速で伝播されるため、ノズル１０４，１０６，１０８下流での動作に関連した揺動がノズルに向かって上流側に伝播されない。このため、エンジンと該ノズル内部の表面に及ぼす圧力分布形態が下流側の動作とは関係なくなる。表面に及ぼす圧力分布形態がエンジン内部では固定されているが、圧力分布の大きさはエンジン出力が変わるごとに増加するか低くなることができる。このようにノズル１０４，１０６，１０８下流の流動の揺動が比較的に弱い超音速の流動設計条件上、単一エンジンの推力ベクトルは方向変化がなくてもエンジン速度が変わるごとにその大きさが変わり得る。
【００１７】
傾斜角が大きいほど、ロケット胴体１００に加えられる推力は減少する。したがって、傾斜角が大きいほどロケット胴体１００に正味推力を発生させるエンジンの効率が落ちるため、傾斜角は大きくないことが好ましい。
【００１８】
推力ベクトルが同じであれば、ノズル１０４，１０６，１０８による遠心力が互いに相殺される。また、ノズル１０４，１０６，１０８の各々の方向を永久的に固定することもでき、この場合、機械式作動機やジンバル（ｇｉｍｂａｌ）が不要である。しかし、ノズル１０４，１０６，１０８の各々と関連したロケットエンジンの速度を利用して、総推力ベクトル１１２を調節してロケット胴体１００の方向を操作することもできる。ロケット胴体１００の揺動を制御するのに少なくとも３個のノズルが使われ、場合によっては３個以上のノズルを使うこともできる。また、平面上で調節しようとすれば、２個のノズルを使うこともできる。
【００１９】
図２は、集合固定傾斜の可変推力ロケットアセンブリー２０２が取り付けられたロケット胴体２００の側面図である。このロケットアセンブリー２０２は、集合ノズル２０４，２０６，２０８を使い、これらのノズルは高速流動の排気流体に向かう。このような流体は一般的にロケットの燃焼室から生じ、燃焼室は液相や気相の推進剤を分解するか燃焼して高温高速の排ガスを生成する。推進剤は燃料と酸化剤とを含む。
【００２０】
説明の便宜上、ロケット胴体２００の中心線２２０をＹ軸という。ノズル２０４と関連した推力ベクトル２１４の大きさは、負のｙ成分とｘ成分と負のｚ成分に分けられる。この推力ベクトル２１４は主に負のｙ方向に投影され、より小さい大きさでｘ方向と負のｚ方向に投影される。ノズル２０６と関連した推力ベクトル２１６の大きさは、負のｙ成分と負のｘ成分とｚ成分に分けられる。この推力ベクトル２１６は主に負のｙ方向に投影され、より小さい大きさで負のｘ方向とｚ方向の大きさに投影される。ノズル２０８と関連した推力ベクトル２１８の大きさは、負のｙ成分と負のｘ成分と負のｚ成分に分けられる。この推力ベクトル２１８は主に負のｙ方向に投影され、より小さい大きさで負のｘ方向と負のｚ方向の大きさに投影される。
【００２１】
総推力ベクトル（図示せず）が中心線２２０と一致すれば、推力ベクトル２１４，２１６，２１８のｘ成分とｚ成分が互いに相殺される。ロケット胴体２００を所望する方向に調整しようとすれば、総推力ベクトルがロケット胴体２００に対する所望の調整値のｘ成分とｚ成分方向に投影されるように推力ベクトル２１４，２１６，２１８の大きさを（例えば、ノズルに対する推進剤入力を調整して）変える。総推力ベクトルが中心線２２０と一致しなければ、ロケット胴体２００が総推力ベクトルのｘ成分とｚ成分の方向に回転する。
【００２２】
図３は、ロケットアセンブリー３０２が取り付けられたロケット胴体３００の底面図である。ロケットアセンブリー３０２の集合ノズル３０４，３０６，３０８は排気流体を高速で送り出す。このような流体はロケット燃焼室から生じ、ここで液相や気相の推進剤が分解されるか燃焼して高温高速の排ガスを生成する。このような推進剤は燃料と酸化剤とを含む。
【００２３】
説明の便宜上、ロケット胴体３００の中心線（図示せず）がｙ軸と一致するとする。ノズル３０４と関連した推力ベクトル３１４は、負のｙ成分とｘ成分と負のｚ成分に分けられる。この推力ベクトル３１４は主に負のｙ方向に投影され、より小さい大きさでｘ方向と負のｚ方向に投影される。ノズル３０６と関連した推力ベクトル３１６は、負のｙ成分と負のｘ成分とｚ成分に分けられる。この推力ベクトル３１６は主に負のｙ方向に投影され、より小さい大きさでｘ方向と負のｚ方向に投影される。ノズル３０８と関連した推力ベクトル３１８は、負のｙ成分とｘ成分とｚ成分に分けられる。この推力ベクトル３１８は主に負のｙ方向に投影され、より小さい大きさでｘ方向と負のｚ方向に投影される。
【００２４】
総推力ベクトル３２２は主に主に負のｙ方向に投影され、より小さい大きさでｘ方向と負のｚ方向に投影される。推力ベクトル３１６，３１８，３２０の大きさが矢印の長さで示したように互いに異なるため、総推力ベクトル３２２がロケット胴体３００の中心線と一致しない。これは、ノズル３０４，３０６，３０８に入る推進剤を調節してロケット胴体３００を調整するためのものである。推力ベクトル３１４の大きさが最大であり、推力ベクトル３１６の大きさが最小である。総推力ベクトル３２２が中心線と一致しなければ、ロケット胴体３００は、総推力ベクトルのｘ成分とｚ成分の方向に回転する。
【００２５】
図４は、ロケットアセンブリー４０２の推進剤供給システム４２４のブロック図である。供給システム４２４は、１つ以上の推進剤タンク４２６を有する。二元推進剤システムの場合、推進剤タンク４２６に燃料（例；水素と灯油）や酸化剤（例；酸素）が別々に入っている。単元推進剤の場合、推進剤タンク４２６の各々に燃料と酸化剤の混合物（例；酸化窒素燃料混合物、ＮＯＦＢＸＴＭ、ヒドラジン、過酸化水素）が入っている。場合によっては、単元推進剤タンクと二元推進剤タンク４２６が両方を備えることもある。説明の便宜上、図４には推進剤タンク４２６が１つだけ示されている。この実施形態の推進剤タンク４２６は、両端部が円筒形であり、内部容積が０．２７１ｍ３であり、酸化窒素燃料を貯蔵するＣＯＰＶ（ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ  ｏｖｅｒｗｒａｐｐｅｄ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｖｅｓｓｅｌ）である。他の圧力容器も使うことができる。
【００２６】
推進剤タンク４２６は、高圧不活性流体（例；ヘリウム）を貯蔵する１つ以上の加圧剤タンク（Ｐｒｅｓｓｕｒａｎｔ  Ｔａｎｋ）４２８の圧力を受ける。加圧剤タンク４２８は、安全バルブ４３０、調節バルブ４３２および配管を介して推進剤タンク４２６に連結される。説明の便宜上、図４には加圧剤タンク４２８が１つだけ示されている。一例として、加圧剤タンク４２８は球形のＣＯＰＶであり、内部容積は０．２２ｍ３であり、ヘリウムを貯蔵しており、安全バルブ４３０はパイロ−オープン（ｐｙｒｏ−ｏｐｅｎ）バルブ（例；ＥＡＤＳ  Ａｓｔｒｉｕｍパイロバルブ）であり、調節バルブ４３２はＭｏｏｇ  ５０−８４３である。
【００２７】
一方、推進剤タンク４２６が内部の蒸気圧によって自動的に加圧され、加圧剤タンクは使わないこともある。一例として、推進剤の燃焼／分解から生じた熱を推進剤タンク４２６に戻して圧力を上げることができる。また、ポンプ（図示せず）を使って推進剤タンク４２６を加圧することもできる。
【００２８】
推進剤タンク４２６から排出された推進剤はフィルター４３４によって濾過され、１次出力バルブ４３６によって制御される。フィルター４３４は、推進剤タンク４２６から推進剤の固相成分と不純物が下流に入ることを防止する。１次出力バルブ４３６は、推進剤供給システム４２４をオン／オフにする。本実施形態において、フィルター４３４はＶａｃｃｏ  Ｆ１Ｄ１０６９１−０１であり、１次出力バルブ４３６は３／４"電気式ボールバルブ（例；Ｍｏｏｇ  ５２−２４４）であり、フィルター４３４とバルブ４３６を推進剤タンク４２６に連結する配管は外径が３／４"である。一方、１次出力バルブ４３６は、パイロ作動式、空圧式、または油圧式であってもよい。
【００２９】
１次マニホールド４５２に推進剤が供給されることで、エンジン４４６，４４８，４５０に推進剤を比較的に一定の流量で供給することができる。推進剤タンク４２６内部の圧力と流動条件を変えて、１次マニホールド４５２を通過する流量を変化させることもできる。推進剤がエンジン４４６，４４８，４５０内部で消費されてロケット胴体（図示せず）に対する推力を発生させる。一例として、エンジン４４６，４４８，４５０は、Ｆｉｒｅｓｔａｒ  Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ  ２００１ｂｆ  Ｒｅｇｅｎｅｒａｔｉｖｅｌｙ  Ｃｏｏｌｅｄ  ＮＯＦＢＸ（登録商標）  Ｔｈｒｕｓｔｅｒである。場合に応じて、エンジンは３個以上であってもよく、単一平面で調整する場合に２個のエンジンを用いてもよい。
【００３０】
可変推力マニホールド４３８に推進剤を供給すれば、推進剤を３個の可変推力供給配管に分散させることができ、配管は計量バルブ４４０，４４２，４４４によって各々制御される。計量バルブ４４０，４４２，４４４は、エンジン４４６，４４８，４５０を精密制御して、ロケット胴体の揺動を制御するようにする。一例として、バルブ４４０，４４２，４４４が機械的な構成を変えて出力量を調節することができる（例；流量制御バルブ、ピントルバルブ（ｐｉｎｔｌｅ  ｖａｌｖｅ）など）。または、バルブ４４０，４４２，４４４がオン／オフバルブであり（例；ラッチングバルブ、ソレノイドバルブなど）、流量を調節するためにパルス幅変調モードで動作することもできる。
【００３１】
計量バルブ４４０，４４２，４４４から出る推進剤は、エンジン４４６，４４８，４５０に各々供給される。これらのバルブ４４０，４４２，４４４は、エンジン４４６，４４８，４５０の各々に対する追加推進剤の供給流量を測定して、各エンジンから生じる相対推力を変えることができる。一例として、バルブ４４０，４４２，４４４に連結された配管は外径３／８"であり、バルブ４４０，４４２，４４４はＭｏｏｇ  ５２−２４４バルブである。一方、安全のためにラッチ型バルブ４４０，４４２，４４４各々につき重複してバルブを使うこともできる。バルブ４４０，４４２，４４４を使って配管を通過する推進剤量を調節してロケットアセンブリー４０２の総推力ベクトルを調節することによって、前述したようにロケット胴体を調整することができる。
【００３２】
結果的に、エンジン４４６，４４８，４５０を全く停止させなくてもバルブ４４０，４４２，４４４の位置を完全閉鎖位置から完全開放位置に変えることができる。一例として、１次マニホールド４５２の引き込み配管は外径が３／８"であり、１次マニホールド４５２の３個の出力配管の各々の外径は３／１６"である。この場合、最大推進剤流量の５０％程度が１次マニホールド４５２によって供給され、残りの５０％程度は可変推力マニホールド４３８によって供給される。一方、最大９９％の推進剤が１次マニホールド４５２によって供給され、残りの１％がマニホールド４３８によって供給されることもできる。
【００３３】
ある場合には、推進剤供給システム４２４に１次マニホールド４５２がなく、マニホールド４３８だけが推進剤を全て供給することもできる。この場合、バルブ４４０，４４２，４４４の各々はエンジン４４６，４４８，４５０が停止しないように最小限にセッティングする。
【００３４】
本実施形態では、以上で説明したロケットアセンブリー４０２用の推進剤供給システム４２４を全長２．５６ｍ、最大直径５６ｃｍ、推力２６７０Ｎの２５０ｋｇ宇宙船に取り付ける。ロケットアセンブリー４０２は、この宇宙船を火星の表面に離陸させ、４，１５７ｍ／ｓの速度で、５００ｋｍ高度の低軌道に送るのに使われる。
【００３５】
図５は、ロケットアセンブリーの動作をなす方法５００を説明するフローチャートである。５１０ステップにおいて、ロケット胴体を推進する２個以上のロケットモーター集合の各々に推進剤を供給する。ロケットモーターは、外向き傾斜角や他の方向を有し、モーターに対する推進剤の供給流量を変化させ、ロケット胴体の揺動を調節するモーメントアームをロケット胴体に加える。一例として、ロケットモーターの各々に供給する推進剤が初めには同じである。また、ロケット胴体を２軸制御しようとすれば、ロケットモーターは少なくとも３個が必要である。
【００３６】
５２０ステップにおいて、ロケット胴体の方向を測定する。この測定は、ロケット胴体に搭載した設備や外部設備を使ってロケット胴体の高度や衛星軌道などを監視して行われる。５３０ステップにおいては、測定されたロケット胴体の方向を所望する方向と比較する。５３０ステップの比較作業は、搭載設備や外部設備によって行われることができる。
【００３７】
５４０ステップにおいて、測定されたロケット胴体の方向が所望する方向の許容誤差の範囲内にあるか否かを決定する。範囲内にあれば、測定ステップ５２０を繰り返し行う。本実施形態では、許容誤差が５％偏差を有する。５４０ステップにおいて許容誤差の範囲外にあると決定されれば、５５０ステップにおいてロケットモーターに供給される推進剤を調節してロケット胴体を所望する方向に調整する。５５０ステップにおいて、推力ベクトルを変化させてロケット胴体を所望する方向に回転させる。
【００３８】
５２０〜５５０ステップを繰り返し行って所望するロケット胴体方向を求めて維持する。また、方法５００は、所望するロケット胴体方向を維持するように推進剤の供給流量を自動で調節する自動化制御フィードバックシステムの一部分であってもよい。一方では、該方法５００の全体や一部を手動で実行することもできる。
【００３９】
以上、本発明について説明したが、以上の説明はあくまでも例示に過ぎず、通常の専門家であれば、本発明の範囲を逸脱せずに様々な変更や変形を行うことができ、このような変形や変更も本発明の範囲に属するとみなさなければならない。本発明の範囲は、添付された特許請求の範囲の記載によってのみ限定されるべきである。
【図１】
2014505835.tif 000003
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【国際調査報告】
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2014505835.tif 000009