(57)【要約】  本発明は、本発明は、上昇段階で流れを第２の形状から分離したままにし、下降段階で、２つの形状間の勾配の変化の結果として制御された分離をもたらすために、ガスの追加噴射を可能にする複数の形状を有する混合管（１）に関する。本発明はまた、そのような混合管（１）を含む宇宙船または航空機のエンジン用の推進ノズル（４）、およびそのようなノズル（４）内の推進ガスの速度遷移を高度に応じて制御するための方法に関する。最後に、本発明はまた、ガスの半径方向および非対称の噴射によってそのようなノズル内の推力をベクトル化するための方法、ならびにジェットが離陸または着陸段階にあるときに、宇宙船のエンジンのそのような推進ノズルの第２の形状へのジェットの再付着を防止する制御方法に関する。
2021522438.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
化学反応によって推進される航空機または宇宙船用のエンジンの推進ノズル（４）用の複数の湾曲外形を含む発散部（１）であって、前記ノズルは、軸線（４１）を中心に回転対称性を有するノズルであり、前記エンジンは、本質的に主流（４２）において前記ノズル（４）の外側に放出されることを意図した推進ガスを生成する反応チャンバ（５）を含み、前記発散部（１）は、ノズルスロート（３）から、
−前記ノズル（１４）の前記軸線の周りに第１の回転面を有する第１の壁（１１０）を含み、前記第１の壁（１１０）は、軸平面において第１の湾曲プロファイルを有し、前記第１の湾曲プロファイルは、低高度での動作に適合した前記推進ガスの流れを生成するのに適する、第１の部分（１１）と、
−全長Ｌを有し、湾曲外形の不連続性を画定する接続ゾーン（１３）で前記第１の部分（１１）に接続され、前記ノズル（４１）の前記軸線の周りに第２の回転面を有する第２の壁（１２０）を含み、前記第２の壁（１２０）は、軸平面において第２の湾曲プロファイルを有し、前記第２の湾曲プロファイルは、高高度での動作に適合した前記推進ガスの流れを生成するのに適する、第２の部分（１２）と、
−前記ノズル（４）によって排出された推進ガスの前記主流（４２）へのガス（１５）の少なくとも１つの追加ジェットの制御された噴射（１４）のための装置と、を含み、
前記発散部（１）は、前記制御された噴射装置（１４）が、前記発散部（１）の前記第２の壁（１２０）に軸対称に生成された１つのオリフィス（１４１）もしくは複数のオリフィス、またはオリフィスのグループ（１４１、１４２、１４３、１４４）に接続され、その結果、前記ガス（１５）の追加のジェットの前記噴射が、前記主流に対して半径方向または傾斜した逆流で実行され、前記１つまたは複数のオリフィス（１４１、１４２、１４３、１４４）は、前記第２の部分（１２）の全長Ｌの９５％以下であり、前記第２の部分（１２）の全長Ｌの１％より大きい、湾曲外形の不連続性を含む前記接続ゾーンから距離ｄで配置されることを特徴とする、発散部（１）。
【請求項２】
前記制御された噴射装置（１４）は、湾曲外形の不連続性を含む前記接続ゾーンから距離ｄに位置する前記第２の壁（１２０）の全周にわたって延在するリングの形態を有するスロットからなる単一のオリフィス（１４１）を含み、前記オリフィス（１４１）の幅は、亜音速以上の噴射速度で、前記ノズル内の前記推進ガスの質量流量の最大２０％に達する流量を得ることを可能にする、請求項１に記載の発散部。
【請求項３】
前記制御された噴射装置（１４）は、同一の形状および寸法を有する少なくとも３つのオリフィス（１４２、１４３、１４４）を含み、前記オリフィス（１４２、１４３、１４４）は、湾曲外形の不連続性を含む前記接続ゾーンから距離ｄに位置する前記第２の壁（１２）の円周に沿って規則的に間隔を置いて配置される、請求項１または２に記載の発散部。
【請求項４】
前記噴射装置（１４）はまた、各々が前記噴射装置（１４）のオリフィス（１４１、１４２、１４３、１４４）と連通し、前記噴射装置（１４）の上流に配置されて、前記ガス（１５）の追加のジェットを前記発散部（１）に均一に噴射する、１つまたは複数の供給チャンバ（１４５、１４６、１４７、１４８）を含む、請求項１〜３のいずれか一項に記載の発散部。
【請求項５】
前記一次噴射の下流の前記第２の湾曲外形への前記再付着を防ぐことを可能にする、連続する異なる距離ｄに位置するいくつかの制御された噴射装置（１４）を含む、請求項１〜４のいずれか一項に記載の発散部。
【請求項６】
前記１つまたは複数の噴射装置（１４）によって噴射される前記ガス（１５）の追加のジェットは、前記エンジンの前記反応チャンバ（５）、または燃焼剤（７１）または燃料（７２）タンク、または付属の補助タンク（７３）から生じる、請求項１〜５のいずれか一項に記載の発散部。
【請求項７】
化学反応によって推進される航空機または宇宙船用のエンジンの推進ノズル（４）であって、前記ノズル（４）は、
−前記反応チャンバ（５）で生成された前記ガスを受け入れる収束部分（２）と、
−ノズルスロート（３）と、
−前記ノズルスロート（３）に接続された発散部（１）と、を含み、
前記ノズル（４）は、前記発散部（１）が請求項１〜６のいずれか一項に記載されたものであることを特徴とする、推進ノズル（４）。
【請求項８】
航空機または宇宙船用のエンジンの推進ノズル（４）の複数の湾曲外形を含む発散部における推進ガス流レジームの遷移を、前記航空機または前記宇宙船の高度が増加するかまたは減少するかの関数として制御するための方法であって、
前記方法は、高度が増加する場合、
・前記エンジンが、請求項７に記載の推進ノズル（４）を備えるステップと、
・自然遷移高度に到達する直前に、ガス（１５）が、前記制御された噴射装置（１４）を介して前記ノズル（４）内に半径方向に噴射されるステップと、
・前記噴射が、前記航空機または前記宇宙船の前記高度が最適遷移高度と呼ばれる前記遷移高度に達するまで維持されるステップと、を含み、
前記方法は、高度が減少する場合、
・宇宙船用の前記エンジンが、請求項７に記載の推進ノズル（４）を備えるステップと、
・前記最適遷移高度で、ガス（１５）が、前記制御された噴射装置（１４）を介して前記ノズル（４）内に噴射され、前記第２の壁（１２０）からの前記主流（４２）の前記分離を強制するステップと、
・前記航空機または前記宇宙船の前記高度が前記自然遷移高度を下回るまで、前記噴射が維持されるステップと、を含む方法。
【請求項９】
航空機または宇宙船用のエンジンの推進ノズル（４）の複数の湾曲外形を含む発散部における推力ベクトル化のための方法であって、前記方法は、
・前記エンジンが、請求項３および７を合わせて規定された推進ノズル（４）を備えるステップと、
・前記航空機または宇宙船の軌道を修正する必要がある場合、ガスが、あるオリフィスから別のオリフィスへの噴射流量を変化させながら、前記オリフィス（１４２、１４３、１４４）を通して半径方向および非対称の方法で噴射されて、推進ガスの前記主流と前記周辺圧力との流れを非対称にして、そして前記推力をベクトル化するステップと、を含む方法。
【請求項１０】
宇宙船が離陸または着陸段階にあるときに、前記宇宙船のエンジンの推進ノズル（４）の複数の湾曲外形を含む発散部の前記第２の湾曲外形への前記ジェットの再付着を制御するための方法であって、前記方法は、
・宇宙船用の前記エンジンが、請求項７に記載の推進ノズル（４）を備えるステップと、
・前記エンジンがオンになると、ガス（１５）が、不安定性がないことを保証する十分な高度に達するまで、前記制御された噴射装置（１４）を介して前記ノズル（４）内に半径方向に噴射されるステップと、
・非常に低い高度では、前記着陸段階で、前記エンジンが停止するまで、ガス（１５）が前記制御された噴射装置（１４）を介して前記ノズル（４）内に半径方向に噴射されるステップと、を含む方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、化学反応によって推進される航空機または宇宙船用のエンジンの推進ノズルの分野、より具体的には、これらの推進ノズルで使用される発散部の分野に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機および宇宙船（特に宇宙打ち上げロケット）の推進力を最適化するという文脈において、当業者は、最大推力を得るためにノズルの発散部の形状を最適化しようとすることが知られている。エンジンの推力を最適化するために、当業者は、通常、高度の関数として排気ノズルの発散部の形状を適合させる。形状が固定されている場合、この適合は特定の高度範囲内でのみ有効である。この範囲外では、エンジンの性能が低下し、航空機またはロケットのペイロードが制限される。
【０００３】
この文脈では、二重湾曲外形ノズルは、その実装が容易であるため、現在、推進ノズルの性能を向上させるための有望なルートを表している［１］、［２］、［３］、［４］。図１に示すように、二重湾曲外形ノズルの発散部は、接続ゾーン１３によって結合された２つのプロファイル曲率１１、１２によって構成される。第１の曲率１１（または第１の湾曲外形）は、低高度での動作に適合した流れを生成し、第２の曲率１２（または第２の湾曲外形）は、高高度での動作に適合した流れを生成する。したがって、二重湾曲外形ノズルは、２つの異なる高度範囲での動作に適しており、エンジン出力を向上させることができる。図２ａおよび図２ｂは、「シュリーレン」写真を使用した、それぞれ低高度と高高度での二重湾曲外形ノズルの出口での流れの視覚化を示しており、ノズルが「低高度」モードで動作するときは、推進ガスの流れは第１の湾曲外形１１に付着し、第２の湾曲外形１２から分離され（図２ａを参照）、ノズルが「高高度」モードで動作するときは、第１の湾曲外形１１および第２の湾曲外形１２に付着する（図２ｂを参照）。
【０００４】
しかし、これらの二重湾曲外形ノズルには重大な問題があり、現在、航空機や宇宙船での使用が不可能になっている。上昇時には、低高度レジーム（すなわち、低膨張比ＮＰＲ（ノズル圧力比）に対応）から高高度レジーム（すなわち、高ＮＰＲに対応）への移行は、時期尚早に、すなわち、低すぎる高度で発生し（ＮＰＲが低すぎる）、降下時には、高高度レジームから低高度レジームへの移行は遅すぎる、すなわち、ＮＰＲが低すぎる。この非最適な遷移（ＮＰＲの増加）または再遷移（ＮＰＲの減少）は、高度の関数としての推力の変化を示す、図３ａの符号３４で示される推力の損失、ならびに時間の関数としての側面荷重とＮＰＲの変化を示す、図３ｂの符号３６で示す重大な横力を誘発する横方向の不安定性につながる。
【０００５】
したがって、高度の関数としての推力の変化（より具体的には、高度の関数としての比推力の変化）を示す本出願の図３ａでは、曲線３２は、単一湾曲外形ノズルに存在する理論曲線を表し、その湾曲プロファイルは、二重湾曲外形ノズルの第１の湾曲外形１１の曲線プロファイルに対応し、一方、曲線３１は、単一湾曲外形ノズルで存在する理論曲線を表し、その湾曲プロファイルは、二重湾曲外形ノズルの第２の湾曲外形１２の曲線プロファイルに対応する（図１を参照）。理想的な遷移点は、曲線３１と曲線３２（図３ａ）の交点に対応する点３３（理論上の遷移高度）であり、これにより、２つの曲線の湾曲外形１１、１２の最高の性能を維持できる。曲線３５では、二重湾曲外形ノズルの高度の関数としての比推力の自然な変化（すなわち、流れに干渉しない）を示しており、推力の損失（図３ａの符号３４で示す）を見ることができ、また、遷移と再遷移が低すぎる高度で不安定な方法で行われるため、強い側面荷重（図３ｂの符号３６で示す）もある。より具体的には、図３ｃは、推力の変化のレベルでヒステリシスがあることを示しているが、それは、高度が上昇している間の２つのレジーム間の自然な通過（図３ｃに示されている遷移３７）は、高度が低下しているとき（図３ｃに示されている再遷移３８）とまったく同じ高度では発生しないからである。
【０００６】
これらの欠陥と欠点を解決するために、出願人は推進ノズルの湾曲外形の不連続性を含む発散部を開発し、これによれば、二次流体噴射が、ノズルの下流部分の発散部の第２の湾曲外形に作られた１つまたは複数のオリフィスまたはオリフィスのグループを介して実行され、これにより軌道を制御することもできる。
【０００７】
特に、出願ＥＰ２１０３７９９、ＦＲ２６１８４８８およびＥＰ２１３７３９５から、当業者には追加の噴射を実施することが公知であるが、しかし、この噴射は、流れの方向、流れに対して平行または壁に対して接線方向に、常に２つの湾曲外形の接続ゾーンの前または接続ゾーン内で実行される。
【０００８】
より具体的には、欧州特許出願ＥＰ２１３７３９５は、主な流れの方向におけるノズルの軸線に平行な、ノズルの発散部の傾斜の変化での噴射を記載している。目的は２つある。
・一方では、ベンチュリ効果により、ジェットがエンジンの外側から空気を引き込み、放出される質量を増加させ、したがって、流れが第１の湾曲外形に付着したときのエンジンの推力を増加させ、
・他方では、混合層（ジェットと壁との間に含まれる流体と接触するジェットの外側部分）を加速する、その結果、負圧勾配を間接的に増加させ、流れが第２の湾曲外形に時期尚早に付着するのを防ぐ。
【０００９】
この間接的な手法は、かなりのエネルギー（せん断層での間接的な作用）を必要とし、長い応答時間を引き起こす可能性がある。さらに、第１の湾曲外形から第２の湾曲外形への遷移を遅らせることが可能である場合、それでは、遷移中の側面荷重の存在の問題も、再遷移の問題（側面荷重および後期再遷移）も解決しない。
【００１０】
仏国特許出願ＦＲ２６１８４８８は、主に、取り外し可能な第２の湾曲外形を含むノズルの発散部に関連している。この文脈では、この第２の湾曲外形は使用されいときには（物理的に）存在しないので、（ＥＰ２１３７３９５のように）流れが第２の湾曲外形に時期尚早に付着するのを防ぐ必要はない。この遷移が非対称的に発生し、側面荷重（不安定性）が発生するのを防ぐために、ここでは、勾配の変化の近くにある第２の湾曲外形の壁に接する噴射を使用して、第２の湾曲外形への再付着を強制する。ＦＲ２６１８４８８のノズルの動作原理は、高圧ゾーンを吹き飛ばして再付着を強制し、第２の湾曲外形への均一な付着を促進することである。次に、この噴射を利用して壁を冷却する。
【００１１】
特許出願ＥＰ２１０３７９９は、推進ノズルの実施形態を記載しており、第１に、湾曲外形の変化点（ＥＰ２１３７３９５により教示されるように混合層を変更する）のすぐ上流に位置するオリフィスの第１のファミリによって第１の湾曲外形に接する二次噴射を使用して壁の近くで流れを加速することにより、流れが第２の湾曲外形に時期尚早に付着するのを防ぎ、次に、第２に、この動作が停止され、第２の湾曲外形への再付着が制御され、（ＦＲ２６１８４８８により教示されるように）第２のオリフィスファミリを使用して、未付着ゾーンの第２の湾曲外形に対して接線方向に吹き付けることによりそれを促進する。
【００１２】
これらの先行技術文書［１］、［２］、［３］では、実施される物理現象は、再付着を防ぐために（すなわち、上昇段階で第２の湾曲外形に早く付着して推力の損失を防ぐために）、および第２の湾曲外形への再付着を促進するために（すなわち、側面荷重を回避する均一な遷移を得るために）、境界層または混合層を加速することで構成されている。これらの文書のいずれも、再遷移（第２の湾曲外形から第１の湾曲外形へ）を制御する方法を教示しておらず、これらの文書のいずれも、同じ噴射システムで、軌道の制御を可能にする推力ベクトル化を得る方法を教示していない。
【発明の概要】
【００１３】
したがって、本発明は、ガスの追加噴射を可能にする二重湾曲外形発散部を開発し、その結果、上昇段階では、流れは第２の湾曲外形から分離されたままであり、次に、降下段階では、この分離を促進する発散部の２つの湾曲プロファイル間の勾配の変化の両方の場合を利用することによって、制御された均一な方法で分離が生じる。
【００１４】
ＥＰ２１０３７９９のノズルとは異なり、本発明では、目的は境界層を加速することではなく、分離ゾーン内に半径方向に噴射または逆流を噴射して、第２の湾曲外形での時期尚早な遷移を防ぐことにより、既に存在する分離を強化し、そして、再遷移を制御するために、理想的な遷移点で第２の湾曲外形の分離を引き起こすことである。より具体的には、このアイデアは、プロファイルの変曲点（２つの湾曲外形の接続ゾーン）の下流で、逆圧力勾配を局所的に強化して、流れを第２の湾曲外形から完全に分離したままにし、またはこの分離を引き起こすことである。この技法には、接線方向の噴射技法と比較して慣性がほとんどなく、分離の駆動力である圧力勾配に直接作用するという利点がある。さらに、ＥＰ２１０３７９９で教示されているノズルとは異なり、この補強が不十分になったとき、または停止したときには、遷移を制御する場合に、流れは第２の湾曲外形で自然に付着状態に戻り、また、再遷移を制御する場合は、自然な再遷移高度を下回ったら、噴射を停止するだけで十分である。
【００１５】
したがって、本発明の主題は、化学反応によって推進される航空機または宇宙船用のエンジンの推進ノズル用の湾曲外形の不連続性を含む発散部であって、前記ノズルは、軸線を中心に回転対称性を有するノズルであり、前記エンジンは、本質的に主流において前記ノズルの外側に放出されることを意図した推進ガスを生成する反応チャンバを含み、前記発散部は、ノズルスロートから始まって、
前記ノズルの前記軸線の周りに第１の回転面を有する第１の壁を含み、前記第１の壁は、軸平面において第１の湾曲プロファイルを有し、前記第１の湾曲プロファイルは、低高度で動作するのに適合した前記推進ガスの流れを生成するのに適する、第１の部分と、
−全長Ｌを有し、湾曲外形の不連続性を画定する接続ゾーンで前記第１の部分に接続され、前記ノズルの前記軸線の周りに第２の回転面を有する第２の壁を含み、前記第２の壁は、軸平面において第２の湾曲プロファイルを有し、前記第２の湾曲プロファイルは、高高度で動作するのに適合した前記推進ガスの流れを生成するのに適する、第２の部分と、
−前記ノズルによって排出された推進ガスの前記主流へのガスの少なくとも１つの追加ジェットの制御された噴射のための装置と、を含み、
前記発散部は、前記制御された噴射装置が、前記発散部の前記第２の壁に軸対称に生成された１つもしくは複数のオリフィスまたはオリフィスのグループに接続され、その結果、ガスの追加のジェットの前記噴射が、前記主流に対して半径方向または傾斜した逆流で実行され、前記１つまたは複数のオリフィスは、前記第２の部分の全長Ｌの９５％以下であり、前記第２の部分の全長Ｌの１％より大きい、湾曲外形の不連続性を含む前記接続ゾーンから距離ｄで配置されることを特徴とする。
【００１６】
追加のガスのジェットとは、主流に対して傾斜した逆流であって、本発明の意味の範囲内で、主流の方向（または噴射方向）とノズルへの追加のジェットの方向との間に形成される角度が９０°〜１８０°となるようにノズルスロートに向けられたガスの噴射を意味する。
【００１７】
低高度とは、本発明の意味の範囲内で、平均海面と、所与の発散部における推進ガスの流れレジームの自然遷移高度（Ａｔｎ、図３ａの符号３４）より下に位置する高度との間に位置する高度を意味する。この場合、流れレジームは「低高度レジーム」と呼ばれる。
【００１８】
所与の発散部における推進ガスの流れレジームの自然遷移高度（Ａｔｎ）は、本発明の意味の範囲内で、低高度の流れレジームから高高度の流れレジームへの自然な移行、すなわち、ノズルにより排出されるガスの主流にガスを追加噴射を伴わない移行がある高度を意味する。
【００１９】
高高度とは、本発明の意味の範囲内で、所与の発散部における推進ガスの流れレジームの自然遷移高度（Ａｔｎ）より上に位置する高度を意味する。この場合、流れレジームは「高高度レジーム」と呼ばれる。
【００２０】
オリフィスのグループは、本発明の意味の範囲内で、各々が少なくとも１つのオリフィスによって構成され、規則的に間隔を置いて配置されたオリフィスの少なくとも３つのグループによって構成される構成を意味する。
【００２１】
距離ｄは、効率的な軌道制御を促進するために可能な限り大きくなるように各ノズルに適合させることができるが、一方、再遷移制御の場合に、分離を湾曲外形の不連続部に位置させることができる。
【００２２】
有利には、一次噴射の下流の第２の湾曲外形への再付着を回避する目的で、連続する異なる距離ｄに配置されたいくつかの制御された噴射装置を前記ノズルに備えることも可能である。
【００２３】
本発明による発散部の第１の実施形態によれば、前記制御された噴射装置は、湾曲外形の不連続性を含む前記接続ゾーンから距離ｄに位置する前記第２の壁の全周にわたって延在するリングの形態を有するスロットからなる単一のオリフィスのみを含むことができ、前記オリフィスの幅は、亜音速以上の噴射速度で、前記ノズル内の前記推進ガスの質量流量の最大２０％に達する流量を得ることを可能にする。
【００２４】
本発明による発散部の第２の実施形態によれば、制御された噴射装置は、同一の形状および寸法を有する少なくとも３つのオリフィスまたはオリフィスのグループを含むことができ、これらのオリフィスは、湾曲外形の不連続性を含む前記接続ゾーンから距離ｄに位置する前記第２の壁の円周に沿って規則的に間隔を置いて配置される。
【００２５】
本発明による発散部の第３の実施形態によれば、発散部は、前記一次噴射の下流の前記第２の湾曲外形への前記再付着を防ぐことを可能にする、連続する異なる距離ｄに位置するいくつかの制御された噴射装置を含むことができる。
【００２６】
有利には、本発明による発散部の噴射装置はまた、各々が噴射装置のオリフィスに接続され、前記噴射オリフィスの上流に配置されて、ガスの追加のジェットを発散部に均一に噴射する１つまたは複数の供給チャンバを含むことができる。
【００２７】
ガスの追加のジェットは、それぞれ図４ａおよび図４ｂに図式的に示すように、例えば燃焼による推進の場合、燃焼剤または燃料のタンクの、任意選択で既に存在する反応チャンバまたは他のタンク、あるいは、図４ｃに図式的に示されているように、前記発明の使用のために特別に付属または追加された補助タンクから発生し得る。
【００２８】
有利なことに、追加のジェットのガスは、反応チャンバから発生することができ（図５ａに図式的に示すように）、均一な噴射を可能にする供給チャンバが（図５ｂに示すように）備えられる。
【００２９】
本発明の主題はまた、化学反応によって推進される航空機または宇宙船用のエンジンの推進ノズルであり、ノズルは、
−前記反応チャンバで生成された推進ガスを受け取る収束部分と、
−ノズルスロートと、
−ノズルスロートに接続された本発明による発散部と、を含む。
【００３０】
本発明の別の主題は、航空機または宇宙船用のエンジンの推進ノズルの複数の湾曲外形を含む発散部における推進ガス流レジームの遷移を、前記航空機または前記宇宙船の高度が増加するかまたは減少するかの関数として制御するための方法であって、
前記方法は、高度が増加する場合、
・前記エンジンが、本発明による推進ノズルを備えるステップと、
・自然遷移高度に到達する直前に、ガスが、前記制御された噴射装置を介して前記ノズル内に半径方向に噴射されるステップと、
・前記噴射が、前記航空機または前記宇宙船の前記高度が最適遷移高度と呼ばれる前記遷移高度に達するまで維持されるステップと、を含み、
前記方法は、高度が減少する場合、
・宇宙船用の前記エンジンが、本発明による推進ノズルを備えるステップと、
・最適な遷移高度で、ガスが、前記制御された噴射装置を介して前記ノズル内に噴射され、前記第２の壁からの前記主流の前記分離を強制するステップと、
・前記航空機または前記宇宙船の前記高度が前記自然遷移高度を下回るまで、前記噴射が維持され、噴射停止後の不安定性がないことが保証されるステップと、を含む。
【００３１】
最適な遷移高度とは、本発明の意味の範囲内で、（図３ａおよび図３ｃに示されているように）推力の損失を回避することを可能にするレジーム変更高度を意味する。
【００３２】
本発明の別の主題は、航空機または宇宙船用のエンジンの推進ノズルの複数の湾曲外形を含む発散部における推力ベクトル化のための方法であって、本方法は、
・前記エンジンは、本発明による第２の実施形態による発散部（いくつかの噴射オリフィスを備えた追加のガス噴射装置）を備えた本発明による推進ノズルを備えるステップと、
・軌道を修正する必要がある場合、ガスが、あるオリフィスから別のオリフィスへの噴射流量を変化させながら、前記オリフィスを通して半径方向および非対称の方法で噴射されて、推進ガスの前記主流ならびにそれがノズルの壁に加える圧力を非対称にして、推力をベクトル化するステップと、を含む。
【００３３】
したがって、第１の湾曲外形に付着した流れの場合（「低高度」レジーム）、ジェットはその自由部分（勾配の変化後）で衝撃を受けるが、ノズルの内側では、ジェットの非対称性は流体障害物を使用して得られる。「高高度」レジームでは、流れの部分的な分離が（ノズルの内面の一部で）引き起こされ、流れと壁への圧力の分布に非対称性が生じる。
【００３４】
本発明によるノズルは、特に、離陸および着陸段階中に、燃焼の不安定性または一時的なレジーム遷移を引き起こす地面の近接によって引き起こされる不安定性を防止するために使用することができる。したがって、ガスの追加のジェットの噴射により、流れが第２の湾曲外形に付着しないことを保証でき、したがって、これらの不安定性が一時的なレジーム変更を引き起こさないことを確認することができる。
【００３５】
本発明の別の主題は、宇宙船が離陸または着陸段階にあるときに、前記宇宙船のエンジンの推進ノズルの複数の湾曲外形を含む発散部の第２の湾曲外形へのジェットの再付着を制御するための方法であって、本方法は、
・宇宙船用の前記エンジンが、本発明による推進ノズルを備えるステップと、
・エンジンがオンになると、ガスが、不安定性がないことを保証する十分な高度に達するまで、前記制御された噴射装置を介して前記ノズル内に半径方向に噴射されるステップと、
・非常に低い高度では、前記着陸段階で、前記エンジンが停止するまで、ガスが前記制御された噴射装置を介して前記ノズル内に半径方向に噴射されるステップと、を含む。
【００３６】
本発明の他の利点および特徴は、非限定的な例として与えられ、添付の図面および対応する例を参照して作成された以下の説明から生じるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００３７】
【図１】二重湾曲外形推進ノズルの概略斜視図である。
【図２】従来技術で知られている推進ノズルの二重湾曲外形を含む発散部の出口での流れのシュリーレン写真によって得られた視覚化を示す図であり、低高度での動作（第１の部分２ａは、流れが第１の湾曲外形に付着したままで、第２の湾曲外形から分離されていることを示す）および高高度での動作（第２の部分２ｂは、流れが第１および第２の湾曲外形に付着したままであることを示す）を示す。
【図３】図３ａおよび図３ｃは、高度の関数としての推力（ＮＰＲの関数としての比推力）の変化を示す曲線を示す図であり、図３ｂは、再遷移時と遷移時の側面荷重の変化を表す図である。
【図４】本発明による発散部（単一の噴射オリフィス）の第１の実施形態による二次噴射システムを備えた二重湾曲外形ノズルを備えた燃焼による推進システムを図式的に表す図であり、二次噴射ガスは、燃料タンク（図４ａ）、燃焼剤タンク（図４ｂ）、または補助タンク（図４ｃ）のいずれかから発生する。
【図５】本発明による発散部（単一の噴射オリフィス）の第１の実施形態による二次噴射システムを備えた二重湾曲外形ノズルを備えた燃焼による推進システムを図式的に表す図であり、二次噴射ガスは、供給チャンバなし（ａ）および供給チャンバあり（ｂ）の燃焼室から発生する。
【図６】本発明による発散部の第１の実施形態（単一の噴射オリフィス）による、湾曲外形の不連続性および二次噴射システムを含む発散部を備えたノズルの一例の概略図である。
【図７】ノズルに推進ガスを供給する高圧チャンバ７０を備えた図６に示すノズルの写真を示す図であり、ノズルおよび高圧チャンバが実験用試験スタンドに取り付けられている。
【図８】本発明による発散部の第２の実施形態（複数の噴射オリフィス）による、二重湾曲外形発散部および噴射システムを備えたノズルの概略図であり、二次噴射は、各々が供給チャンバ（図８ｂに表示）を有する４つのオリフィス（図８ａに表示）を介して実行される。
【図９】様々なタイプのオリフィスの使用を示す図であり、噴射は、いくつかのオリフィス（図９ａ）またはオリフィスのグループ（図９ｂ、図９ｃ）を介して、半径方向にまたはわずかに傾斜した逆流で第２の湾曲外形で非対称的に実行され得る。
【図１０】シミュレーションおよび実験に使用される本発明による、二重湾曲外形発散部の一例のプロファイルを定義する図（寸法を含む）である。
【図１１】流量が主質量流量の２％に相当する非アクティブ（ａ）およびアクティブ（ｂ）な二次噴射の場合に、異なるＮＰＲについて本発明によるノズル内の数値シミュレーションによって得られたマッハ場を示す図である。
【図１２】異なる二次噴射圧力について、ＮＰＲが増加した場合の、ＮＰＲの関数としての推力Ｆｘの変化を示す図である。
【図１３】異なる二次噴射圧力について、ＮＰＲが減少した場合の、ＮＰＲの関数としての推力Ｆｘの変化を示す図である。
【図１４】二次噴射圧力Ｐｉ（単位ｋＰａで供給チャンバで測定）、推力Ｆｘ（単位Ｎ）、側面荷重Ｆｙ（単位Ｎ）、およびＮＰＲの経時変化を示す図である。
【図１５】シュリーレン写真（ａ）と数値シミュレーション（ｂ）によって得られた、単一の円形オリフィスを通して実行される半径方向の二次噴射を伴う、従来技術から公知の推進ノズルの単一湾曲外形を含む発散部の出口での流れの可視化を示す図である。
【００３８】
図１〜図１５に示されている同一の要素は、同一の符号によって識別される。
【００３９】
図１〜図５は、先行技術に対応する本発明の記述において説明されている。
【００４０】
図６〜図９は、本発明による二重湾曲外形発散部（３つの実施形態）および本発明によるノズルの詳細な記述に関連して、記述の以下の部分でより詳細に説明される。
【００４１】
図１０〜図１５は、その範囲を限定することなく本発明を例示する以下の実施例においてより詳細に記載されている。
【発明を実施するための形態】
【００４２】
図６は、本発明による第１の実施形態（単一の噴射オリフィス）による湾曲外形の不連続性を含む発散部１を備えたノズル４の一例の概略図を表し、これは、噴射ノズル４と結合された高圧チャンバ７０（上流）を含む化学反応によって推進される航空機または宇宙船のための推進システム（図７のその試験台上に示す）の一部を形成する。ノズル４は、軸線４１（図６）を中心とした回転対称性を有するノズルである。高圧ガスが膨張し、本質的に主流４２（図６）内のノズル４を通って外部に向かって排出される。発散部１は、ノズルスロート３から、
−第１の壁１１０が軸平面内に第１の湾曲プロファイル（または第１の湾曲外形）を有するように、ノズル４１の軸線の周りの第１の回転面を有する第１の壁１１０を含む第１の部分１１と、
−全長Ｌを有し、湾曲外形の不連続性を画定する接続ゾーン１３で前記第１の部分１１に接続され、第２の壁１２０が軸平面内に第２の湾曲プロファイル（または第２の湾曲外形）を有するように、ノズル４１の軸線の周りに第２の回転面を有する第２の壁１２０を含む第２の部分１２と、
−ノズル４によって排出されるガス４２の主流へのガスの少なくとも１つの追加のジェットの制御された噴射のための装置１４と、を含む。
【００４３】
流体の噴射は、各々が供給チャンバ（１４６、１４７、１４８〜８９：図８ｂ）を有する（１４１、図６）または（１４２、１４３、１４４：図８ａ）によって、あるいはまた、第２の湾曲外形１２０において軸対称に生成されたオリフィスのいくつかのグループ（図９ｂ、図９ｃ）によって、実施することができ、その結果、ガスの追加のジェットの追加噴射は、半径方向またはわずかに傾斜した逆流で実行される。オリフィスは、第１の２つの実施形態（一方は図６に示し、他方は図８、図９ａおよび図９ｂに示す）について、高高度動作レジーム（第２の湾曲外形に付着される）の場合、噴射により、分離の衝撃が接続ゾーン１３上で安定することを可能にするように、湾曲外形の不連続性を含む接続ゾーン１３から距離ｄに配置される。
【００４４】
本発明の第３のモード（オリフィスの複数のグループ：図９ｃ）では、一次噴射の下流の第２の湾曲外形１２０への再付着を防ぐために、いくつかの噴射システムを使用することができる。
【実施例】
【００４５】
試験スタンドの実験能力の機能として製造された、本発明によるノズル（図６および図７に示す）が使用される。初期条件（ノズルスロートの上流）は３．５ｂａｒおよび２９０Ｋで、ノズルスロートの半径ｒｔは８．５ｍｍであり、理論流量は０．２２８５ｋｇ／ｓになる。ノズルのプロファイルは、遷音速流に適用されるＳａｕｅｒ法［５］によって開始された逆特性法を使用して得られる。理想的なノズルは、４．４°の出力角度を得るために切り詰められている（長さＬｂ）。延長部（長さＬｅ）も、壁に一定の圧力がかかるように特性法によって決定される。接続ゾーン１３での角度は８°である。これらのデータは図１０に要約されている。
【００４６】
図１１は、二次噴射なし（図１１ａ）およびアクティブな二次噴射あり（図１１ｂ）の、高度の増加（ＮＰＲの増加）の場合の本発明による噴射システムの動作原理を示している。
【００４７】
この計算は、高いマッハ数で圧縮可能な流体に関して、流体力学用途用に特別に作成されたＦＡＳＴＲＡＮ商用ソフトウェアプログラムを使用して実行される。それは、レイノルズ平均ナビエ−ストークス方程式（ＲＡＮＳ）を有限体積法で解き、非粘性項は、３次のＯｓｈｅｒフラックスリミッタを備えたＶａｎ  Ｌｅｅｒ［６］方式を使用して計算される。使用される乱流モデルはＫ−オメガＳＳＴ−メンターである。マルチドメインメッシュが使用される。初期条件は、温度２９０Ｋ、３．５ｂａｒである。噴射はｘ／ｒｔ＝６．４８３にあり、ｘは噴射とノズルスロートの間の距離であり、ｒｔはノズルスロートの半径である。噴射オリフィスの幅は０．５ｍｍ、噴射圧力は０．４ｂａｒ、噴射流量はノズルの主流流量（推進ガスの流量）の約２％である。
【００４８】
様々なＮＰＲ（高度）のマッハ数（速度／音速）の場を示す図１１ａでは、二次噴射がない場合、符号８０（図１１ａ）で示される分離点がＮＰＲの増加に伴って下流に移動することが分かる。ＮＰＲ＝１１から、分離の衝撃は第２の湾曲外形に付加されるが、ＮＰＲ＝１４では、実際には第２の湾曲外形の出口リップに到達する。図１１ｂは、アクティブな二次噴射８１（一次質量流量の２％）の場合の様々なＮＰＲのマッハ数の場を示す。これは、再付着高度を第２の湾曲外形に押し戻すことが可能であることを示している。実際、この場合、分離点８２は、ＮＰＲ１４までの湾曲外形の不連続性を含む接続ゾーン１３上に維持され、一方、噴射がない場合、この分離点８０は、実際には、第２の湾曲外形１２０の出口に位置する。ＮＰＲ１６の場合、二次噴射は、もはや分離を維持し続けるのに十分なほど（流量に関して）重要ではなく、したがって、流れは噴射８１の後ろで再付着する。
【００４９】
この予測計算は、図１２および図１３に示すように、図７に示す設定を使用して実験的に検証され、図１２および図１３は、異なる二次噴射圧力（供給チャンバ１４５内で測定）のＮＰＲが増加（図１２）および減少（図１３）した場合のＮＰＲの関数としての推力Ｆｘの変化をそれぞれ示している。
【００５０】
図１２では、自然遷移ＮＰＲ８０と比較して、二次噴射がより高いＮＰＲ（５０ｋＰａでの二次噴射で８３、７７ｋＰａでの二次噴射で８４）への遷移を遅らせることが分かる。
【００５１】
図１３では、自然な再遷移９０と比較して、二次噴射がより高いＮＰＲ（５０ｋＰａでの二次噴射で９３、７７ｋＰａでの二次噴射で９４）への再遷移をトリガすることが分かるが、これは求められる有利な効果である。二次噴射は、より好ましい遷移および再遷移を引き起こすだけでなく、損傷を与える側面荷重の低減、または排除さえも引き起こす。
【００５２】
図１４は、実験中の時間の経過に伴う、二次噴射圧力Ｐｉ（供給チャンバ内で測定）、推力Ｆｘ、側面荷重Ｆｙ、およびＮＰＲの変化を示している。ＮＰＲの増加で推力の低下１４０が観察され、ＮＰＲの減少で推力の増加１４１が観察される。これは、噴射圧力が前述の最適な動作に到達するのに十分な高さではないことを示している（曲線１４２）。それにもかかわらず、噴射なしの場合のように側面荷重のピーク（図３ｂの符号３６で示すピーク）は観察されなくなり、これは求められる有利な効果である。
【００５３】
図１５は、直径５．８ｍｍの単一の円形オリフィスを介して実行される半径方向の二次噴射を伴う、従来技術から公知の推進ノズルの単一の湾曲外形を含む、発散部の出口での流れのシュリーレン写真（図の部分ａ）と数値シミュレーション（図の部分ｂ）によって得られた視覚化を示している。噴射は発散部の全長の８８％に位置し、二次噴射の質量流量は推進ガスの主流流量の８％である。図１５では、二次噴射によってノズル内の流れが部分的に分離することが観察される。したがって、この噴射により、流れと壁の圧力分布に非対称性が生じる。したがって、得られた推力は、ノズルの軸線と整列しなくなる。このため、他の特定の軌道制御システムなしで、航空機または宇宙船の軌道を制御することが可能になる。
【００５４】
参考文献リスト
［１］三菱重工業による欧州特許出願ＥＰ２１０３７９９。
［２］ＳｏｃｉｅｔｅＥｕｒｏｐｅｅｎｎｅｄｅＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎ（ＳＥＰ）による仏国特許出願ＦＲ２６１８４８８。
［３］ＭＯＳＣＯＷ  ＡＶＩＡＴＩＯＮ  ＩＮＳＴＩＴＵＴＥによる欧州特許出願ＥＰ２１３７３９５。
［４］ＡＭＥＲＩＣＡＮ  ＲＯＣＫＷＥＬＬ  ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮによる米国特許ＵＳ３，３９４，５４９。
［５］Ｒ．Ｓａｕｅｒ，“Ｄｒｅｉｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｅ  Ｐｒｏｂｌｅｍｅ  ｄｅｒ  Ｃｈａｒａｋｔｅｒｉｓｔｉｋｅｎｔｈｅｏｒｉｅ  ｐａｒｔｉｅｌｌｅｒ  Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌ−ｇｌｅｉｃｈｕｎｇｅｎ”，Ｚｅｉｔｓｃｈｒｉｆｔ  ｆｕｒ  ａｎｇｅｗａｎｄｔｅ  Ｍａｔｈｅｍａｔｉｋ  ｕｎｄ  Ｍｅｃｈａｎｉｋ，Ｖｏｌ  ３０，ｐｐ  ３４７−３５６，Ｎｏｖｅｍｂｅｒ−Ｄｅｃｅｍｂｅｒ  １９５０。
［６］Ｖａｎ  Ｌｅｅｒ，Ｂ．（１９７９），“Ｔｏｗａｒｄｓ  ｔｈｅ  Ｕｌｔｉｍａｔｅ  Ｃｏｎｓｅｒｖａｔｉｖｅ  Ｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅ  Ｓｃｈｅｍｅ，Ｖ．Ａ  Ｓｅｃｏｎｄ  Ｏｒｄｅｒ  Ｓｅｑｕｅｌ  ｔｏ  Ｇｏｄｕｎｏｖ’ｓ  Ｍｅｔｈｏｄ”，Ｊ．Ｃｏｍ．Ｐｈｙｓ．，３２，１０１−１３６。
【図１】
2021522438.tif 000003
【図２】
2021522438.tif 000004
【図３】
2021522438.tif 000005
【図４】
2021522438.tif 000006
【図５】
2021522438.tif 000007
【図６】
2021522438.tif 000008
【図７】
2021522438.tif 000009
【図８】
2021522438.tif 000010
【図９】
2021522438.tif 000011
【図１０】
2021522438.tif 000012
【図１１】
2021522438.tif 000013
【図１２】
2021522438.tif 000014
【図１３】
2021522438.tif 000015
【図１４】
2021522438.tif 000016
【図１５】
2021522438.tif 000017
【手続補正書】
【提出日】令和3年6月23日(2021.6.23)
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００４３
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００４３】
流体の噴射は、各々が供給チャンバ（１４６、１４７、１４８〜８９：図８ｂ）を有する１つのオリフィス（１４１、図６）または複数のオリフィス、またはオリフィスのグループ（１４２、１４３、１４４：図８ａ）によって、あるいはまた、第２の湾曲外形１２０において軸対称に生成されたオリフィスのいくつかのグループ（図９ｂ、図９ｃ）によって、実施することができ、その結果、ガスの追加のジェットの追加噴射は、半径方向またはわずかに傾斜した逆流で実行される。オリフィスは、第１の２つの実施形態（一方は図６に示し、他方は図８、図９ａおよび図９ｂに示す）について、高高度動作レジーム（第２の湾曲外形に付着される）の場合、噴射により、分離の衝撃が接続ゾーン１３上で安定することを可能にするように、湾曲外形の不連続性を含む接続ゾーン１３から距離ｄに配置される。
【国際調査報告】
2021522438.tif 000018
2021522438.tif 000019
2021522438.tif 000020
2021522438.tif 000021