(57)【要約】【課題】ケロシン-酸素ロケットエンジンの燃焼効率と燃焼安定性を改善する。【解決手段】本発明のロケットエンジンシステムは、中心線を画定する燃焼室２２と、酸化剤供給部１２と、燃料供給部１６Ａに接続された第一の燃料搬送回路Ａと、燃料供給部１６Ｂに接続された第二の燃料搬送回路Ｂと、燃焼室２２に配置されたインジェクタアセンブリ１０と、を含む。インジェクタアセンブリ１０は、複数の貫通する開口部を有するフェースプレート１３０と、第一の燃料搬送回路Ａに接続し、フェースプレート１３０の開口部の一つの中に延びる第一のインジェクタエレメント１３２Ａと、第二の燃料搬送回路Ｂに接続し、フェースプレート１３０の開口部の別の一つの中に延びる第二のインジェクタエレメント１３２Ｂと、を含む。環状の酸化剤流出孔がフェースプレート１３０の開口部に形成され、酸化剤供給部１２に接続されて酸化剤を燃焼室２２に搬送する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットエンジンインジェクタアセンブリであって、
エンジンの中心線を画定する燃焼室の近傍に配置されたフェースプレートと、
前記フェースプレートに画定された第一組の孔と、
前記フェースプレートに画定された前記第一組の孔に対応するように配列された第一組のインジェクタエレメントであって、前記インジェクタエレメントの各々が前記第一組の孔の一つの中に延びるように位置し、かつ前記インジェクタエレメントの各々と前記フェースプレートの各孔との間に、第一の流体を前記燃焼室に搬送するように環状の流体出口を形成する第一組のインジェクタエレメントと、
第二の流体を前記燃焼室に搬送するように前記第一組のインジェクタエレメントの各インジェクタと連通する第一のインジェクタマニホールドと、
前記フェースプレートに画定された第二組の孔と、
前記フェースプレートに画定された前記第二組の孔に対応するように配列された第二組のインジェクタエレメントであって、前記インジェクタエレメントの各々が前記第二組の孔の一つの中に延びるように位置し、かつ前記インジェクタエレメントの各々と前記フェースプレートの各孔との間に、前記第一の流体を前記燃焼室に搬送するための環状の流体出口を形成する第二組のインジェクタエレメントと、
第三の流体を前記燃焼室に搬送するように前記第二組のインジェクタエレメントの各インジェクタと連通する第二のインジェクタマニホールドと、
を含むことを特徴とするロケットエンジンインジェクタアセンブリ。
【請求項２】
前記第一のインジェクタマニホールドおよび前記第二のインジェクタマニホールドが、それぞれ半径方向に配置されたマニホールドアームを含むことを特徴とする請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項３】
前記第一のインジェクタマニホールドのマニホールドアームが、前記第二のインジェクタマニホールドのマニホールドアームに対し軸方向にオフセットしていることを特徴とする請求項２に記載のアセンブリ。
【請求項４】
前記第二の流体が酸化剤であることを特徴とする請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項５】
前記酸化剤が気体酸素を含むことを特徴とする請求項４に記載のアセンブリ。
【請求項６】
前記第一の流体が液体状態の燃料であることを特徴とする請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項７】
前記第三の流体が超臨界状態の燃料を含むことを特徴とする請求項６に記載のアセンブリ。
【請求項８】
前記第三の流体が吸熱変換状態の燃料を含むことを特徴とする請求項６に記載のアセンブリ。
【請求項９】
前記燃料がケロシンを含むことを特徴とする請求項６に記載のアセンブリ。
【請求項１０】
前記第一組のインジェクタエレメントの各々がＬ１の長さを有し、前記第二組のインジェクタエレメントの各々がＬ２の長さを有し、Ｌ１とＬ２が等しくないことを特徴とする請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項１１】
方位角として、前記第一組のインジェクタエレメントの間に、前記第二組のインジェクタエレメントが挿入されていることを特徴とする請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項１２】
前記フェースプレートが多孔ウェブ状の材料を含むことを特徴とする請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項１３】
中心線を画定する燃焼室と、
酸化剤供給部と、
燃料供給源に接続された第一の燃料搬送回路と、
前記燃料供給源に接続された第二の燃料搬送回路と、
前記燃焼室に配置されたインジェクタアセンブリと、
を含み、
前記インジェクタアセンブリは、
複数の開口部を有するフェースプレートと、
前記第一の燃料搬送回路に接続され、前記フェースプレートの開口部の一つの中に延びる第一のインジェクタエレメントと、
前記第二の燃料搬送回路に接続され、前記フェースプレートの開口部の他の一つの中に延びる第二のインジェクタエレメントと、
前記フェースプレートの前記開口部に形成され、前記酸化剤供給部に接続されて酸化剤を前記燃焼室に搬送する環状の酸化剤出口と、
を含むことを特徴とするロケットエンジンシステム。
【請求項１４】
前記第一の燃料搬送回路と前記第一のインジェクタエレメントとの間に接続された第一のインジェクタ供給マニホールドと、
前記第一のインジェクタ供給マニホールドに接続された第三のインジェクタアセンブリと、
前記第一の燃料搬送回路と前記第二のインジェクタエレメントとの間に接続された第二のインジェクタ供給マニホールドと、
前記第二のインジェクタ供給マニホールドに接続された第四のインジェクタアセンブリと、
をさらに含むことを特徴とする請求項１３に記載のシステム。
【請求項１５】
前記酸化剤供給部からの酸化剤が通過し、前記燃焼室で燃焼するための気体状酸素を発生させる酸素リッチなプリバーナをさらに含むことを特徴とする請求項１３に記載のシステム。
【請求項１６】
前記フェースプレートが多孔ウェブ状の金属材料を含むことを特徴とする請求項１３に記載のシステム。
【請求項１７】
前記第一のインジェクタエレメントおよび前記第二のインジェクタエレメントが、前記燃焼室に搬送された燃料が実質的に同一の面で燃焼しないように構成されることを特徴とする請求項１３に記載のシステム。
【請求項１８】
前記第一の燃料搬送回路に統合され、燃料の物理的状態を、変換された燃料が気体のようになるよう変化させる燃料変換補助システムをさらに含むことを特徴とする請求項１３に記載のシステム。
【請求項１９】
前記第一の燃料搬送回路が炭化水素燃料を液体状態で前記燃焼室に搬送し、前記第二の燃料搬送回路が前記炭化水素燃料を少なくとも部分的に超臨界状態で前記燃焼室に搬送することを特徴とする請求項１８に記載のシステム。
【請求項２０】
前記酸化剤が気体状酸素を含むことを特徴とする請求項１３に記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はロケットエンジンに使用する流体インジェクションシステムに関し、さらに詳しくは、ロケットエンジン用三種推進剤混合物を注入するためのインジェクタアセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
ロケットエンジンは異なる種類の推進剤を使用することが出来る。液体推進剤は、一般に固体推進剤に比べて推進力が高いため、好ましい。液体推進剤の中でも、水素-酸素推進剤は好適な推進力を提供する標準として代表的なものである。しかしながら、このような推進剤混合物を使用する際には、特に液体水素が、貯蔵、搬送などの点で取り扱いが難しいため、いくつかの欠点がある。ケロシンは、酸素酸化剤と共に使用するロケット燃料として好適な水素代替剤である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
ケロシン-酸素ロケットエンジンは、エンジン動作の異なる二点、すなわち燃焼効率と燃焼安定性の点において問題がある。燃焼効率とは一般に、エンジン動作中における推進剤の燃焼の完全性を指す。ケロシン-酸素ロケットエンジンの問題は、通常ケロシンの一部が燃やされること無くロケットエンジンの排気ノズルから排出され、このためエンジンの推力を発生する際の燃焼効率が低下する点にある。比較的高いレベルの燃焼効率を達成することが望まれている。また、安定な燃焼過程を維持し、ケロシン-酸素ロケットエンジンの燃焼プロセスの安定性を高めることが一般に望まれている。燃焼安定性はケロシンロケット推進剤において得に問題になる場合があり、圧力変動など好ましくない結果を招くことがある。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
ロケットエンジンシステムは、中心線を画定する燃焼室と、酸化剤供給部と、燃料供給部に接続された第一の燃料搬送回路と、燃料供給部に接続された第二の燃料搬送回路と、複数の貫通する開口部を有するフェースプレートと、さらに燃焼室に配置されたインジェクタアセンブリと、を含む。インジェクタアセンブリは、第一の燃料搬送回路に接続し、フェースプレートの開口部の一つの中に延びる第一のインジェクタエレメントと、第二の燃料搬送回路に接続し、フェースプレートの開口部の別の一つの中に延びる第二のインジェクタエレメントと、を含む。環状の酸化剤流出孔がフェースプレートの開口部に形成され、酸化剤供給部に接続されて酸化剤を燃焼室に搬送する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００５】
本発明は一般に、ロケットエンジンシステムに使用されるインジェクタアセンブリに関するものである。このインジェクタアセンブリはケロシン型燃料および気体酸素（即ちＧＯ２）の酸化剤の推進剤混合物に使用される。以下に詳述するように、ケロシン型燃料は二つの明確に異なった部分、すなわち一方は液体状態のケロシン型燃料、他方は超臨界状態と吸熱変換状態の少なくとも一方のケロシン型燃料として供給される。インジェクタアセンブリは、二つの燃料部分および第三の酸化剤部分を含む三部分推進剤混合物を、分離・区別されたインジェクション回路（即ち通路）を通じて主燃焼室に搬送し、ここでこれらの推進剤が混合、燃焼し推力を発生する。このインジェクタアセンブリをロケットエンジンに使用することで、ケロシン型燃料が少なくとも部分的に気体または気体状の状態に変換され、燃焼安定性および燃焼効率を促進させる助けとなる。既知のエンジンにおいて、すべての燃料を超臨界状態ないし吸熱変換状態に変換すると一般に無駄な熱が発生するので、二つに分離した燃料インジェクション回路を使用することで、一方のインジェクション回路中の燃料が気体または気体状の状態に変換し、他方のインジェクション回路中の燃料は液体状態のまま残存する。
【０００６】
図１は三部分インジェクタアセンブリ１０を有するロケットエンジンシステムのブロック図を示す。本システムには酸化剤供給部１２、酸化剤ドーム（即ちマニホールド）１４、燃料供給部“Ａ”および“Ｂ”（それぞれ参照番号１６Ａおよび１６Ｂで示される）、燃料変換システム１８および燃料マニホールド“Ａ”および“Ｂ”（それぞれ参照番号２０Ａおよび２０Ｂで示される）が含まれる。本システムはさらに、燃焼室２２、点火手段２４を含み、また任意のプリバーナ２６を含むことが出来る。
【０００７】
酸化剤供給部１２は酸化剤を貯蔵部（図示せず）から搬送する。酸化剤は、任意に酸化剤リッチなプリバーナ２６に通じることもでき、プリバーナには、主燃焼プロセスの酸化剤として使用する気体酸素（即ちＧＯ２）生成物を発生する従来型のプリバーナを使用することが出来る。代わりに、酸化剤供給部が気体酸素を直接供給することも出来る。酸化剤は、酸化剤供給部１２またはプリバーナ２６から、酸化剤ドーム１４を通じてインジェクタアセンブリ１０に分配される。
【０００８】
燃料供給部“Ａ”１６Ａは燃料を貯蔵部（図示せず）から燃料マニホールド“Ａ”２０Ａに搬送し、ここから燃料はインジェクタアセンブリ１０に分配される。燃料供給部“Ａ”１６Ａからの燃料は、燃料回路“Ａ”を通じて燃焼室２２に搬送され、液体状態のケロシン型炭化水素が使用される。燃料供給部“Ａ”１６Ａは、燃料が実質的に液体状態を保っている間に燃料に熱を加えることのできる燃料冷却回路を含むことが可能である。なお、このケロシン型燃料は、各用途に応じた従来のケロシンロケット燃料またはケロシンのような炭化水素燃料のいずれでも良いものと理解されるべきである。
【０００９】
燃料供給部“Ｂ”１６Ｂは、燃料供給部“Ａ”１６Ａへの燃料を貯蔵するのと同じ、または別の場所の燃料貯蔵部（図示せず）から、燃料を燃料変換システム１８に搬送する。燃料変換システム１８は、「変換された」燃料を燃料マニホールド“Ｂ”２０Ｂに搬送し、ここから燃料はインジェクタアセンブリ１０に分配される。燃料は燃料供給部“Ｂ”１６Ｂから燃焼室２２への過程で燃料回路“Ｂ”を経由するが、これは前述した燃料回路“Ａ”とは別に分離した回路である。
【００１０】
燃料供給部“Ｂ”１６Ｂは、ケロシン型炭化水素燃料を液体状態で燃料変換システム１８に搬送する。そして燃料変換システム１８はケロシン型燃料を、吸熱プロセスを通じて変換、つまり「熱分解」し、超臨界状態と吸熱変換状態の少なくとも一方に変換された燃料を生成する。燃料変換システム１８は公知の吸熱変換プロセスによって燃料を変換することができる。例えば、燃料を冷却回路に通すことができ、またこの冷却回路には燃焼室２２の壁面に設けられた通路を含むことが出来る。燃焼室２２からの熱は、燃料が燃料変換システム１８の冷却回路を通過する際に、燃料に加えられる。吸熱分解触媒（例えば米国特許第５，２３２，６７２号および第５，２０７，０５３号に記載と同様のもの）の薄い層を、燃料変換システム１８の燃料ラインに沿って配置し、燃料の変換を促進することも可能である。「変換された」燃料は、超臨界状態と吸熱変換状態の少なくとも一方になっている。ケロシン型燃料は、圧力およそ２，４１３ｋＰａ（３５０ｐｓｉ）、温度およそ４２７℃（８００°Ｆ）以上の条件で超臨界状態に達し、燃料の物理的性質は変化して、液体メニスカス（ｌｉｑｕｉｄ  ｍｅｎｉｓｃｕｓ）が消失し、燃料がほぼ気体のようになる。およそ５３８℃（１，０００°Ｆ）以上の温度で、ケロシン型燃料は化学変化を起こし、単純で軽い分子量を有する炭化水素に変化する。各用途の具体的な条件、例えば燃料を変換するために使用できる燃焼室２２からの熱量などにより、変換プロセスの具体的特性は変化する。例えば、燃料変換システム１８は燃料の一部を超臨界状態に変換し、残りの部分は吸熱的に変換される。超臨界状態に変換された燃料と吸熱変換状態に変換された燃料の具体的な比率は、用途に応じて異なる。しかしながら何れの場合においても、変換された実質的に全ての燃料は、一般に気体のようになる。
【００１１】
エンジンシステム全般における燃料変換システム１８の動作を、起動期間が完了した後の定常的なエンジン動作の間における吸熱変換について記述したことに留意されたい。起動期間中における燃料変換のための熱の供給には、例えば補助熱源など特別な設計上の考慮を伴う場合がある。
【００１２】
酸化剤、変換された燃料および変換されていない燃料は、インジェクタアセンブリ１０によって燃焼室に送られ、ここでこれ等の推進剤は混合し、また点火手段２４によって点火される。点火手段２４は化学的点火システム（例えば公知の自動点火性点火システム）、電気的点火システム（例えば公知のスパーク式点火システム）、または燃焼室２２における燃焼を開始させるための他の好適なシステムの何れであって良い。
【００１３】
図２はインジェクタアセンブリ１１０の正面図である。図３は図２の線３−３に沿ったロケットエンジン１００の概略的な断面図でインジェクタアセンブリ１１０が含まれている。ロケットエンジン１００には、酸化剤ドーム１１４、二組の燃料マニホールド１２０Ａおよび１２０Ｂおよび燃焼室１２２が含まれている。ロケットエンジン１００は、図１に関して記述されたものと同様なロケットエンジンシステムと併せて使用することが出来る。
【００１４】
図３に示すように、燃焼室１２２は従来の収縮拡張型燃焼室で、壁面に冷却回路とそれに通じる通路を有している。燃焼室１２２は、エンジンの中心線ＣＬにそって配向されている。
【００１５】
インジェクタアセンブリ１１０は燃焼室１２２の前端に配置されている。インジェクタアセンブリ１１０はインジェクタフェースプレート１３０および第一組、第二組のインジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂをそれぞれ含んでいる。インジェクタフェースプレート１３０はほぼ円盤形状の構造物で、ほぼ円形の開口部１３４を有しており、これに二組のインジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂの各々の遠位端が（各開口部１３４に対して）同軸に配置されている。このフェースプレート１３０は、多孔ウェブ状の金属材料（例えばＰａｌｌ Ｃｏｒｐ．，Ａｎｎ Ａｒｂｏｒ，ＭＩから入手可能なＲｉｇｉｍｅｓｈ（登録商標）メディア）で作成することができる。開口部１３４は、インジェクタフェースプレート１３０の材料に機械加工を施して形成することも可能である。図３はインジェクタアセンブリ１１０の一部を拡大描写したもので、インジェクタエレメント１３２Ａの一つが、インジェクタフェースプレート１３０の開口部１３４の中に延びることを示しており、矢印は燃焼室１２２における推進剤の流路を概略的に示したものである。
【００１６】
酸化剤ドーム１１４は供給源（図示せず、図１参照）からの酸化剤を燃焼室１２２に送る。酸化剤は燃料マニホールド１２０Ａおよび１２０Ｂを通過し、その後、各インジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂとインジェクタフェースプレート１３０内の各開口部１３４との間に形成された環状の間隙を通過する。環状の間隙の大きさは、推進剤供給システムの温度と圧力に対し好適な所定の酸化剤流量に基づいて決定される。図示した実施形態において、インジェクタフェースプレート１３０の材料は多孔性であり、酸化剤はこれ等の小孔に入り、通過することでフェースプレート１３０の冷却を補助することができる。
【００１７】
燃料マニホールド１２０Ａおよび１２０Ｂは軸方向にオフセットしている。図示した実施形態において、燃料マニホールド１２０Ｂは燃料マニホールド１２０Ａの軸方向前方に配置されており、これら二つのマニホールドをインジェクタアセンブリ１１０に機械的に統合することを容易にしているが、他の代替的な実施形態では別の構成も可能である。各燃料マニホールド１２０Ａおよび１２０Ｂはそれぞれ半径方向外側にリング部１３６Ａ，１３６Ｂ、およびそれぞれ一組の半径方向内側に張り出したアーム１３８Ａおよび１３８Ｂを有している。アーム１３８Ａおよび１３８Ｂはそれぞれリング部１３６Ａおよび１３６Ｂからの片持ち梁となっており、燃焼室１２２に対し相対的に固定されている。インジェクタエレメント１３２Ａは燃料マニホールド１２０Ａのアーム１３８Ａの後方に延びており、インジェクタエレメント１３２Ｂは燃料マニホールド１２０Ｂのアーム１３８Ｂの後方に延びている。図示した実施形態において、インジェクタエレメント１３２Ｂはインジェクタエレメント１３２Ａよりも軸方向にわずかに長くなっているが、これはインジェクタエレメント１３２Ｂの突出の起点となる燃料マニホールド１２０Ｂが、インジェクタエレメント１３２Ａの突出の起点となる燃料マニホールド１２０Ａに比べ、インジェクタフェースプレート１３０より軸方向前側に配置されているためである。燃料はリング部１３６Ａおよび１３６Ｂを経由し、それぞれアーム１３８Ａおよび１３８Ｂに送られ、その後それぞれインジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂに送られる。
【００１８】
図２に示すように、燃料マニホールド１２０Ａのアーム１３８Ａおよび燃料マニホールド１２０Ｂのアーム１３８Ｂは、インジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂがインジェクタフェースプレート１３０の全面に渡って分散するように構成されており、推進剤が燃焼室１２２中に比較的均一に分散されるようになっている。さらにフェースプレート１３０の方位角としてアーム１３８Ａとそれぞれのインジェクタエレメント１３２Ａの間に、アーム１３８Ｂとそれぞれのインジェクタエレメント１３２Ｂが挿入されている。つまり、アーム１３８Ａとアーム１３８Ｂを分散させるために、アーム１３８Ａと１３８Ｂを中心線ＣＬの周りに交互つまり互い違いに配置しており、これにより、燃料マニホールド１２０Ｂのアーム１３８Ｂがインジェクタアセンブリ１１０の周方向に燃料マニホールド１２０Ａのアーム１３８Ａと交互に並ぶようにインジェクタアセンブリ１１０が構成される。インジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂを互いに分散させることにより、燃料マニホールド１２０Ａおよび１２０Ｂからの燃料を、燃焼室１２２内でより均一に分散させることが容易になる。さらに、燃料マニホールド１２０Ａおよび１２０Ｂのアーム１３８Ａとアーム１３８Ｂを交互つまり互い違いにそれぞれ位置することで、全ての燃料が燃焼室１２２内の実質的に同一な面（中心線ＣＬに直角な面）で燃焼しないようにする助けとなる。
【００１９】
インジェクタアセンブリ１１０の部品の更なる詳細を図４〜図６に示す。図４はインジェクタアセンブリ１１０の部分的な側面図で、燃料マニホールド１２０Ａのアーム１３８Ａの一つと、そこから延びるいくつかのインジェクタエレメント１３２Ａを示したものである。図５は図４における線５−５に沿ったインジェクタアセンブリ１１０の一部の断面図であり、また図６は図４に示したインジェクタアセンブリ１１０部分を後ろ即ち後方から見た図である。図２および図４に示すように、アーム１３８Ａは内径側端部１４０がリング部１３６Ａよりも小さな断面積を有するテーパ状に構成されており、燃料マニホールド１２０Ａから供給される燃料が全てのインジェクタエレメント１３２Ａを流れることを容易にしている。図５に示すように、アーム１３８Ａはほぼ矩形管形状を有している。
【００２０】
各インジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂは、公知の同軸インジェクタエレメントの構成と同様な管状の構成となっている。インジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂは、スワール型エレメントまたは（スワールの無い）剪断型エレメントとすることも可能である。以下に更に説明するように、インジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂは燃焼室１２２に燃料を搬送し、ここで各インジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂと、フェースプレート１３０の各開口部１３４との間に形成される環状の間隙を通じて供給される酸化剤と混合する。
【００２１】
インジェクタアセンブリ１１０の他のアーム１３８Ａと１３８Ｂは、一般に図４〜図６に示したアーム１３８Ａと同様である。しかしながら、図２に示すように、インジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂの長さは異なる場合があり、また図３に示すように、アーム１３８Ａおよび１３８Ｂの長さも変化する場合がある。アーム１３８Ａおよび１３８Ｂの長さが変化すると、そこから突き出たインジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂそれぞれの数も異なる。図示した実施形態では、アーム１３８Ａと１３８Ｂの各々から延びるインジェクタエレメントの数はそれぞれ３〜６個である。インジェクタアセンブリ１０におけるインジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂの総数は、特定の用途に応じて変えることが出来ることを留意されたい。例えば、大きなロケットエンジンは小さなロケットエンジンに比べ、一般により多くのインジェクタエレメントを有している。さらに、インジェクタエレメント１３２Ａの数とインジェクタエレメント１３２Ｂの数の全体的な比率は、各燃料マニホールド１２０Ａおよび１２０Ｂを経由して燃焼室１２２に送られる燃料（即ち供給燃料）の好適な質量分率によって決定される。
【００２２】
作動時におけるロケットエンジン１００の動作は一般に以下の通りである。酸化剤、一般的には気体酸素が酸化剤ドーム１１４に供給される。液体状炭化水素燃料、一般的にはケロシン型燃料は、燃料マニホールド１２０Ａ（図１参照）を通る第一の燃料回路（即ち通路）に沿って供給される第一の燃料部分を構成する。同じ種類の液体炭化水素燃料（例えばケロシン型燃料）は超臨界状態と吸熱変換状態の少なくとも一方に変換され、第二の燃料部分を構成する（図１参照）。変換された燃料は、燃料マニホールド１２０Ｂを通る第二の燃料回路（即ち通路）に沿って供給される。インジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂは、二種類の燃料部分を、それぞれ二つの燃料マニホールド１２０Ａおよび１２０Ｂに対応する二つの燃料供給回路から燃焼室１２２に搬送する。酸化剤ドーム１１４から燃焼室１２２に流れる酸化剤は、燃料マニホールド１２０Ａおよび１２０Ｂを通過し、各インジェクタエレメント１３２Ａおよび１３２Ｂとフェースプレート１３０内の各開口部との間に形成される環状の間隙を通過する。酸化剤ドーム１１４からの酸化剤は、フェースプレート１３０の前（すなわち上流側）におけるインジェクタアセンブリ１１０の部品を包み込み、燃焼前における第二の燃料供給回路内の燃料に熱を補助的に供給し、超臨界状態と吸熱変換状態の少なくとも一方を保つ。三種類の推進剤、酸化剤および二つの燃料部分は燃焼室１２２で混合され燃焼し、推力を生み出す。
【００２３】
超臨界状態と吸熱変換状態の少なくとも一方の燃料を使用することは、燃焼効率および燃焼安定性を促進する助けとなる。本発明のインジェクタアセンブリには、分離した、即ち二部分の燃料搬送回路を使用することができ、実用的な観点において、気体状の炭化水素燃料を燃焼するため燃焼室に注入することも出来る。各燃料マニホールド１２０Ａおよび１２０Ｂにより搬送される燃料を、燃焼室に至るまでの間分離しておくことで、これらの燃料はそれぞれの熱力学的な状態を維持し、特に超臨界状態／吸熱変換状態の燃料は従来型の燃料と混合することなく、その固有の性質を発揮することが出来る。
【００２４】
本発明を好適な実施例を挙げて説明したが、本発明の真意および範囲から逸脱することなく形状および詳細を変更できることを当業者は認識するであろう。例えば、本発明によるインジェクタアセンブリを有するロケットエンジンシステムの様々な部品は、ここに記述された特定の実施形態とは異なる形状、構成、配列を有することが可能である。本実施形態は、単に例示として示されたもので、本発明を限定するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】三部分インジェクタアセンブリを有するロケットエンジンシステムのブロック図。
【図２】図１に示すインジェクタアセンブリの正面図。
【図３】三部分インジェクタアセンブリを有するロケットエンジンの図２の線３−３に沿った概略的な断面図。
【図４】図２および図３に示すインジェクタアセンブリの一部の側面図。
【図５】図４の線５−５に沿ったインジェクタアセンブリの一部の断面図。
【図６】図４および図５に示したインジェクタアセンブリの一部の背面図。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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