(57)【要約】      （修正有）【課題】繰り出し可能なベル形推進ノズルを提供する。【解決手段】ベル形推進ノズルを、ロケット推進機関に固定的に配置し、小さな直径の第１の部分と、第１の部分に対して可動に配置し、大きな直径の第２の部分を含み、第２の部分が、前部積み込み位置Ｉにおいて、第１の部分を囲んでロケット推進機関の近傍にあり、後部動作位置ＩＩにおいて、第１の部分に連続してロケット推進機関からさらに離れて配置され、閉じた容積部分を設け、ガス状の流体を供給した際に、容積を拡大しながら、積み込み位置Ｉから動作位置ＩＩへベル形推進ノズルの第２の部分の繰り出しを引起こす、ロケット推進機構の繰り出し可能なベル形推進ノズルにおいて、ガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分が、ベル形推進ノズルの可動に配置された第２の部分と、ロケット推進機構の又は航空機又は宇宙船の固定部分と、の間に連結された変形可能なロールじゃばら装置によって形成される。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケット推進機構（１０；２０；３０；４０）のロケット推進機関（１１；２１；３１；４１）に固定的に配置され、比較的小さな直径を有する第１の部分（１３；２３；３３；４３）と、前記第１の部分（１３；２３；３３；４３）に対して可動に配置され、該第１の部分よりも大きな直径を有する第２の部分（１４；２４；３４；４４）とを含み、第２の部分（１４；２４；３４；４４）が、前部の積み込み位置（Ｉ）において、第１の部分（１３；２３；３３；４３）を囲んでロケット推進機関（１１；２１；３１；４１）の近傍にあり、後部動作位置（ＩＩ）において、第１の部分（１３；２３；３３；４３）に連続してロケット推進機関（１１；２１；３１；４１）からさらに離れて配置されており、さらにガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分（１５；２５；３５；４５）が設けられており、この容積部分が、ガス状の流体を供給した際に、その容積を拡大しながら、積み込み位置（Ｉ）から動作位置（ＩＩ）への、ベル形推進ノズル（１２；２２；３２；４２）の第２の部分（１４；２４；３４；４４）の繰り出しを引起こす、航空機又は宇宙船のロケット推進機構のための繰り出し可能なベル形推進ノズルにおいて、
ガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分（１５；２５；３５；４５）が、少なくとも部分的に、ベル形推進ノズル（１２；２２；３２；４２）の可動に配置された第２の部分（１４；２４；３４；４４）と、ロケット推進機構（１０；２０；３０；４０）の又は航空機又は宇宙船（１００；２００；３００；４００）の固定部分と、の間に連結された変形可能なロールじゃばら装置（１６；２６，２８；３６，３８，３９；４６，４８）によって形成されていることを特徴とする、航空機又は宇宙船のロケット推進機構のための繰り出し可能なベル形推進ノズル。
【請求項２】
ロールじゃばら装置（１６；２６，２８；３６，３８，３９；４６，４８）が、ロケット推進機構（１０；２０；３０；４０）の長手方向軸線に関して略回転対称に形成された少なくとも１つのロールじゃばら（１６；２６，２８；３６，３８，３９；４６，４８）を含むことを特徴とする、請求項１に記載のベル形推進ノズル。
【請求項３】
少なくとも１つのロールじゃばら（１６；２６，２８；３６，３８，３９；４６，４８）が、ベル形推進ノズル（１２；２２；３２；４２）の全周にわたって連続して形成されていることを特徴とする、請求項２に記載のベル形推進ノズル。
【請求項４】
ロールじゃばら装置（１６；２６，２８；３６，３８，３９；４６，４８）が、第１のロールじゃばら（１６；２６，２８；３６，３８，３９；４６，４８）を含み、このロールじゃばらが、ガス状の流体に対する密閉部を形成し、その一方にはベル形推進ノズル（１２；２２；３２；４２）の第１の部分（１３；２３；３３；４３）の周領域（１６ａ；２６ａ；３６ａ；４６ａ）に、又は航空機又は宇宙船（１００；２００；３００；４００）の固定部分に結合され、他方はベル形推進ノズル（１２；２２；３２；４２）の第２の部分（１４；２４；３４；４４）の周領域（１６ｂ；２６ｂ；３６ｂ；４６ｂ）に結合されており、さらにロールじゃばら装置（１６；２６，２８；３６，３８，３９；４６，４８）が、第２のじゃばら（１７；２８；３８；４８）を含み、この第２のじゃばらが、第１のロールじゃばら（１６；２６；３６；４６）によって画成されたガス状の流体のための容積部分（１５；２５；３５；４５）の別の密閉部を形成することを特徴とする、請求項１ないし３のいずれか１項に記載のベル形推進ノズル。
【請求項５】
第２のじゃばらが閉鎖じゃばら（１７）であり、この閉鎖じゃばらが、ベル形推進ノズル（１２）の第２の部分（１４）の噴射開口（１０ｂ）を閉じ、かつ第１のロールじゃばら（１６）及びベル形推進ノズル（１２）の第１及び第２の部分（１３，１４）とともに、ベル形推進ノズル（１２）の内部にガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分（１５）を画成することを特徴とする、請求項４に記載のベル形推進ノズル。
【請求項６】
第１のロールじゃばら（１６）の一方が結合されたベル形推進ノズル（１２）の第１の部分（１３）の周領域（１６ａ）が、該第１の部分（１３）の後端部に設けられており、第１のロールじゃばら（１６）の他方が結合されたベル形推進ノズル（１２）の第２の部分（１４）の周領域（１６ｂ）が、該第２の部分（１４）の前端部に設けられていることを特徴とする、請求項５に記載のベル形推進ノズル。
【請求項７】
閉鎖じゃばら（１７）が、目標破壊部（１７ａ）を有し、この目標破壊部において噴射開口（１０ｂ）を解放するために、動作位置（ＩＩ）にベル形推進ノズル（１２）の第２の部分（１４）を繰り出した後に、閉鎖じゃばら（１７）が破裂することを特徴とする、請求項５又は６に記載のベル形推進ノズル。
【請求項８】
第２のじゃばら（２８；３８；４８）が第２のロールじゃばらであり、このロールじゃばらが、一方は航空機又は宇宙船（２００；３００；４００）の固定部分（２８ａ；３８ａ；４８）に結合され、他方はベル形推進ノズル（２２；３２；４２）の第２の部分（２４；３４；４４）の周領域（２６ｂ；３６ｂ；４８ｂ）に結合されており、第１のロールじゃばら（２６；３６；４６）に対して少なくとも部分的に半径方向外側にあるガス状流体のための別の密閉部を形成しており、ガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分（２５；３５；４５）が、少なくとも部分的にベル形推進ノズル（２２；３２；４２）の外側にあり、かつ第１のロールじゃばら（２６；３６；４６）と第２のロールじゃばら（２８；３８；４８）との間に画成されていることを特徴とする、請求項４に記載のベル形推進ノズル。
【請求項９】
第２のロールじゃばら（２８）が結合されたベル形推進ノズル（２２）の第２の部分（２４）の周領域（２６ｂ）が、概ね第１のロールじゃばら（２６）が結合された同じベル形推進ノズル（２２）の第２の部分（２４）の周領域（２６ｂ）であることを特徴とする、請求項８に記載のベル形推進ノズル。
【請求項１０】
第２のロールじゃばら（３８；４８）が結合されたベル形推進ノズル（３２；４２）の第２の部分（３４；４４）の周領域（３８ｂ；４８ｂ）が、第１のロールじゃばら（３６；４６）が結合された周領域（３６ｂ；４６ｂ）とは別のものであり、さらに、第１のロールじゃばら（３６；４６）が結合された周領域（３６ｂ；４６ｂ）の半径方向外側かつ後側にあることを特徴とする、請求項８に記載のベル形推進ノズル。
【請求項１１】
積み込み位置（Ｉ）から動作位置（ＩＩ）にベル形推進ノズル（１２；２２；３２；４２）の第２の部分（１４；２４；３４；４４）を繰り出す際に運動を制動するために、支援装置（１９；２９；３９；４７，４９）が設けられていることを特徴とする、請求項１ないし１０のいずれか１項に記載のベル形推進ノズル。
【請求項１２】
積み込み位置（Ｉ）から動作位置（ＩＩ）に繰り出す際に同時にベル形推進ノズル（４２）の第２の部分（４４）をノズル中心軸に心出しするために、支援装置（４７，４９）が設けられていることを特徴とする、請求項１１に記載のベル形推進ノズル。
【請求項１３】
支援装置（１９；２９）が、ベル形推進ノズル（１２；２２）の第２の部分（１４；２４）と航空機又は宇宙船（１００；２００）の固定部分との間に延びかつケーブルブレーキ（１９ｂ；２９ｂ）に連結された１つ又は複数の支援ケーブル（１９ａ；２９ａ）を含むことを特徴とする、請求項１１又は１２に記載のベル形推進ノズル。
【請求項１４】
支援装置が支援じゃばら（３９）を含み、この支援じゃばらが、ベル形推進ノズル（３２）の第１の部分（３３）の周領域（３６ａ）とベル形推進ノズル（３２）の第２の部分（３４）の周領域（３８ｂ）との間に延びており、かつ第１のロールじゃばら（３６）に対して前側にあるように配置されており、かつ第１のロールじゃばら（３６）とともにガス状の流体を供給可能な別の閉じた容積部分（Ｒ）を形成しており、この容積部分が、ガス状の流体を供給した際にその容積を拡大しながら、積み込み位置（Ｉ）から動作位置（ＩＩ）にベル形推進ノズル（３２）の第２の部分（３４）を繰り出す際の運動の制動を引起こすことを特徴とする、請求項１１、１２又は１３に記載のベル形推進ノズル。
【請求項１５】
支援じゃばら（３９）が、ベル形推進ノズル（３２）の第２の部分（３４）の周領域（３８ｂ）に固定されており、この周領域が、第１のロールじゃばら（３６）が結合された周領域（３６ｂ）の半径方向外側にあることを特徴とする、請求項１４に記載のベル形推進ノズル。
【請求項１６】
第１のロールじゃばら（３６）と第２のロールじゃばら（３８）との間に支援じゃばら（３９）が配置されていることを特徴とする、請求項１４又は１５に記載のベル形推進ノズル。
【請求項１７】
支援装置（４７，４９）が、ベル形推進ノズル（４２）の第１の部分（４３）の前部周領域（４７ａ）と第２の部分（４４）の前部周領域（４７ｂ）との間に延びた支援及びノズル中心軸心出しじゃばら（４７）を含むことを特徴とする、請求項１１、１２又は１３に記載のベル形推進ノズル。
【請求項１８】
支援装置（４７，４９）が、ベル形推進ノズル（４２）の第１の部分（４３）の後部周領域（４９ａ）と第２の部分（４４）の後部周領域（４９ｂ）との間に延びた支援及びノズル中心軸心出しじゃばら（４９）を含むことを特徴とする、請求項１１、１２、１３又は１７に記載のベル形推進ノズル。
【請求項１９】
支援及びノズル中心軸心出しじゃばら（４７，４９）が、ベル形推進ノズル（４２）の第２の部分（４４）を繰り出す際に、遅くとも第２の部分（４４）の動作位置（ＩＩ）に達した後に、とくに目標破壊部において破裂し、又は切離されるように形成されていることを特徴とする、請求項１７又は１８に記載のベル形推進ノズル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機又は宇宙船のロケット推進機構のための繰り出し可能なベル形推進ノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
特許文献１によれば、ロケット推進機構のためのベル形推進ノズルが公知となっており、このベル形推進ノズルは、ロケット推進機関に固定的に配置されかつ比較的小さな直径を有する第１の部分と、第１の部分に対して可動に配置され、該第１の部分よりも大きな直径を有する第２の部分とを含み、第２の部分は、（航空機又は宇宙船の飛行方向に関して）前部積み込み位置において、第１の部分を囲むようにロケット推進機関の近傍にあり、かつ（飛行方向に関して）後部動作位置において、第１の部分に連続してロケット推進機関からさらに離れて配置されている。ガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分は、ガス状の流体を供給した際に、その容積部分を拡大しながら、前部積み込み位置から動作位置へベル形推進ノズルの第２の部分の繰り出しを引起こす。この閉じた容積部分は、通常の場合、リング状の外観を有する円筒形のじゃばら構造部による公知のベル形推進ノズルとして設けられており、このじゃばら構造部は、ベル形推進ノズル内に配置されている。さらに、このじゃばら構造部は、積み込み位置において平らに折畳まれており、かつガス状の流体を供給した際に、ロケット推進機構の軸線方向に展開し、それにより積み込み位置から動作位置へのベル形推進ノズルの第２の部分の繰り出しを引起こす。そして、ベル形推進ノズルの第２の部分がロック機構によってベル形推進ノズルの第１の部分にロックされている動作位置に達した後に、じゃばら構造部は、とくにそのために設けられた相応する解放機構によって、ベル形推進ノズルの第２の部分から解放されかつ投棄される。このようなじゃばら構造部及び前記の解放機構の比較的複雑な構成は、公知の繰り出し可能なベル形推進ノズルにおいて不利であり、このことは、大重量化の要因となる。さらにその複雑な構成のために、誤動作に対するある程度の危険が存在することになる。
【０００３】
【特許文献１】米国特許第４７０６８８６号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明の課題は、少ない構成要素によって簡単にかつ丈夫に、さらに機械的に構成されており、かつ低重量である、繰り出し可能なベル形推進ノズルを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明によれば、この課題は、特許請求の範囲第１項の特徴を有する繰り出し可能なベル形推進ノズルによって解決される。
【０００６】
本発明による繰り出し可能なベル形推進ノズルの有利な変形形態及びその構成は、特許請求の範囲における従属請求項に特徴を示されている。
【０００７】
本発明によれば、航空機又は宇宙船のロケット推進機構のための繰り出し可能なベル形推進ノズルが提供され、このベル形推進ノズルは、ロケット推進機構のロケット推進機関に固定的に配置され、比較的小さな直径を有する第１の部分と、第１の部分に対して可動に配置され、該第１の部分よりも大きな直径を有する第２の部分とを含み、第２の部分が、（航空機又は宇宙船の飛行方向に関して）前部積み込み位置において、第１の部分を囲んでロケット推進機関の近傍にあり、（飛行方向に関して）後部動作位置において、第１の部分に連続してロケット推進機関からさらに離れて配置されており、さらにガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分が設けられており、この容積部分が、ガス状の流体を供給した際に、その容積を拡大しながら、積み込み位置から動作位置へのベル形推進ノズルの第２の部分の繰り出しを引起こす。さらに本発明によれば、ガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分が、少なくとも部分的に、ベル形推進ノズルの可動に配置された第２の部分と、ロケット推進機構の又は航空機又は宇宙船の固定部分と、の間に連結された変形可能なロールじゃばら装置によって形成されている。
【発明の効果】
【０００８】
本発明による繰り出し可能なベル形推進ノズルの利点は、ガス状の流体による操作に基づく機能の高い信頼性にあり、この流体は、既存の圧縮ガス供給部（パージ）から取出すことができる。別の利点としては、大きな面積の圧力作用によって大きな繰り出し及びノズル中心軸心出し力を加えることができることにあり、それにより大きな側方力及び操作力に耐えることができる。
【０００９】
また本発明による有利な構成によれば、ロールじゃばら装置は、ロケット推進機構の長手方向軸線に関して略回転対称に形成された少なくとも１つのロールじゃばらを含む。
【００１０】
より好適には、少なくとも１つのロールじゃばらは、ベル形推進ノズルの全周にわたって連続して形成されている。それによる利点は、ロールじゃばらによるベル形推進ノズルへのノズル中心軸心出し機能を含む大面積への力の導入である。
【００１１】
さらなる本発明の有利な構成によれば、ロールじゃばら装置は、第１のロールじゃばらを含み、このロールじゃばらは、ガス状の流体に対する密閉部を形成して、一方はベル形推進ノズルの第１の部分の周領域に、又は航空機又は宇宙船のその他の固定部分に結合され、かつ他方はベル形推進ノズルの第２の部分の周領域に結合されており、さらにロールじゃばら装置は、第２のじゃばらを含み、この第２のじゃばらは、第１のロールじゃばらによって画成されたガス状の流体のための容積部分の別の密閉部を形成している。
【００１２】
その際、本発明の有利な構成によれば、第２のじゃばらは閉鎖じゃばらであることが好ましく、この閉鎖じゃばらは、ベル形推進ノズルの第２の部分の噴射開口を閉じ、かつ第１のロールじゃばら及びベル形推進ノズルの第１及び第２の部分とともに、ベル形推進ノズルの内部にガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分を画成している。
【００１３】
前述の構成において、好ましくは、第１のロールじゃばらの一方が結合されたベル形推進ノズルの第１の部分の周領域が、ベル形推進ノズルの第１の部分の後端部に設けられており、第１のロールじゃばらの他方が結合されたベル形推進ノズルの第２の部分の周領域が、ベル形推進ノズルの第２の部分の前端部に設けられていることとすることができる。
【００１４】
ベル形推進ノズル内においてガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分が画成されたこれらの構成において、好ましくは閉鎖じゃばら内に目標破壊部が設けられており、この目標破壊部において噴射開口を解放するために、動作位置にベル形推進ノズルの第２の部分を繰り出した後に、閉鎖じゃばらが破裂する。破裂した閉鎖じゃばらは、その後ロケット推進機構の点火の後に、燃焼又は溶融によって完全に切離され、投棄される。
【００１５】
本発明の別の構成によれば、第２のじゃばらが第２のロールじゃばらであり、このロールじゃばらが、一方はベル形推進ノズルの第１の部分の形の航空機又は宇宙船の固定部分に結合され、他方はベル形推進ノズルの第２の部分の周領域に結合されており、かつ第１のロールじゃばらに対して少なくとも部分的に半径方向外側にあるガス状流体のための別の密閉部を形成しており、その際、ガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分が、少なくとも部分的にベル形推進ノズルの外側にあり、かつ第１のロールじゃばらと第２のロールじゃばらとの間に画成されている。
【００１６】
この構成において第２のロールじゃばらが結合されたベル形推進ノズルの第２の部分の周領域は、概ね第１のロールじゃばらが結合されたのと同じ周領域である。
【００１７】
また、第２のロールじゃばらが結合されたベル形推進ノズルの第２の部分の周領域が、第１のロールじゃばらが結合された周領域とは別のものであり、さらに、第１のロールじゃばらが結合された周領域の半径方向外側かつ後側にある。
【００１８】
本発明によるベル形推進ノズルのすべての構成の有利な変形形態によれば、積み込み位置から動作位置にベル形推進ノズルの第２の部分を繰り出す際に運動を制動するために、支援装置を設けることができる。
【００１９】
この支援装置は、積み込み位置から動作位置に繰り出す際に同時にベル形推進ノズルの第２の部分をノズル中心軸に心出しするために使うことができる。
【００２０】
本発明の１つの構成によれば、支援装置は、ベル形推進ノズルの第２の部分と、ベル形推進ノズルの第１の部分自体の形の航空機又は宇宙船の固定部分との間に延びかつケーブルブレーキに連結された１つ又は複数の支援ケーブルを含むことができる。
【００２１】
今述べた構成の別の変形例として、支援装置は支援じゃばらを含むことができ、この支援じゃばらは、ベル形推進ノズルの第１の部分の周領域とベル形推進ノズルの第２の部分の周領域との間に延びており、かつ第１のロールじゃばらに対して前側にあるように配置されており、かつ第１のロールじゃばらとともにガス状の流体を供給可能な別の閉じた容積部分を形成しており、この容積部分が、ガス状の流体を供給した際にその容積を拡大しながら、積み込み位置から動作位置にベル形推進ノズルの第２の部分を繰り出す際の運動の制動を引起こす。
【００２２】
その際、好ましくは、支援じゃばらが、ベル形推進ノズルの第２の部分の周領域に固定されており、この周領域が、第１のロールじゃばらが結合された周領域の半径方向外側にあることとすることができる。
【００２３】
その際、第１のロールじゃばらと第２のロールじゃばらとの間に、即ち、第１のロールじゃばらと第２のロールじゃばらとの間に画成された閉じた容積部分内に、支援じゃばらが配置されていることが、とくに好ましい。
【００２４】
本発明の別の有利な構成によれば、支援装置は、ベル形推進ノズルの第１の部分の前部周領域と第２の部分の前部周領域との間に延びた支援及びノズル中心軸心出しじゃばらを含むことができる。
【００２５】
また、支援装置は、ベル形推進ノズルの第１の部分の後部周領域と第２の部分の後部周領域との間に延びた支援及びノズル中心軸心出しじゃばらを含むことができる。
【００２６】
前述した構成において、支援及びノズル中心軸心出しじゃばらは、好ましくは積み込み位置から動作位置にベル形推進ノズルの第２の部分を繰り出す際に、繰り出し運動の所定の行程区間の後に、遅くとも第２の部分の動作位置に達した後に、例えば目標破壊部において破裂し、又は切離されるように形成されている。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２７】
次に本発明の実施例を図面により説明する。
【００２８】
図１ないし４に図示された航空機又は宇宙船のロケット推進機構のための繰り出し可能なベル形推進ノズルの実施例において、参照符号１００；２００；３００；４００は、航空機又は宇宙船の飛行方向において後部領域を意味し、この領域にあるロケット推進機構に、ロケット推進機関１１；２１；３１；４１が配置されており、前記ロケット推進機構は、全体を参照符号１０；２０；３０；４０で示されている。ロケット推進機関１１；２１；３１；４１には繰り出し可能なベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２が配置されている。このベル形推進ノズルは、周知のように、ロケット推進機構１０；２０；３０；４０の機関１１；２１；３１；４１から高速度で後方へ流出する燃焼ガスを、該燃焼ガス速度がその推進を目的として航空機又は宇宙船上の最大の推力衝撃伝達という意味で低下されるように、所望の制御方法で膨張させる役割を果たす。そのためにロケット推進機関１１；２１；３１；４１から連続して配置されるベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２は、その前端部の燃焼ガスが供給されるノズル横断面積１０ａ；２０ａ；３０ａ；４０ａと、燃焼ガスが放出されるベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２の後端部における噴射開口１０ｂ；２０ｂ；３０ｂ；４０ｂの横断面積との間に、かなりの膨張比が必要となる。このことは、ベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２の最適な曲線形を考慮すれば、かなりの長さを有することを意味する。ベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２の必要空間を制限範囲内に維持するために、ベル形推進ノズルは、分割されかつ繰り出し可能な形態で設けられている。すなわちベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２は、ロケット推進機構１０；２０；３０；４０のロケット推進機関１１；２１；３１；４１に固定的に配置され、比較的小さい直径を有する第１の部分１３；２３；３３；４３と、第１の部分１３；２３；３３；４３に可動に配置され、該第１の部分より大きな直径を有する第２の部分１４；２４；３４；４４とを含む。
【００２９】
ベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２の第２の部分１４；２４；３４；４４は、それぞれ図１（ａ）、図２（ａ）、図３（ａ）及び図４（ａ）に示された前部積み込み位置Ｉにおいて、ベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２の第１の部分を囲んでロケット推進機関１１；２１；３１；４１の近傍にあり、かつ図１（ｂ）、図２（ｂ）、図３（ｂ）及び図４（ｂ）に示された後部動作位置ＩＩにおいて、ベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２の第１の部分１３；２３；３３；４３に連続してロケット推進機関１１；２１；３１；４１からさらに遠くに、即ち後方に配置されている。この後部動作位置ＩＩにおいて、ベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２の第２の部分１４；２４；３４；４４は、適当なロック機構、例えば係止可能なばね機構によって固定的にロックすることができるが、このロック機構は特に図示されていない。
【００３０】
ベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２には、積み込み位置Ｉから動作位置ＩＩに第２の部分１４；２４；３４；４４を繰り出すために、ガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分１５；２５；３５；４５が設けられており、この容積部分は、ガス状の流体を供給した際に、その容積を拡大しながら第２の部分１４；２４；３４；４４の繰り出しを引起こす。
【００３１】
一般に、ガス状の流体を供給することができる閉じたこの容積部分１５；２５；３５；４５は、少なくとも部分的にベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２の可動に配置された第２の部分１４；２４；３４；４４とロケット推進機構１０；２０；３０；４０の又は航空機又は宇宙船１００；２００；３００；４００の固定部分との間に連結された変形可能なロールじゃばら装置１６；２６、２８；３６、３８、３９；４６、４８によって形成されている。図１ないし４に示された実施例において、ロールじゃばら装置は、少なくとも１つのロールじゃばら１６；２６、２８；３６、３８、３９；４６、４８を含み、このロールじゃばらは、ロケット推進機構１０；２０；３０；４０の長手方向軸線に関して概ね回転対称に形成されており、かつベル形推進ノズル１２；２２；３２；４２の全周、即ち３６０°にわたって取り囲むように形成されている。更なるロールじゃばら装置のロールじゃばらのように、ロールじゃばら１６；２６、２８；３６、３８、３９；４６、４８が、繰り出しの際に延ばされ、かつ引き伸ばされる。
【実施例】
【００３２】
（実施例１）
図１（ａ）及び（ｂ）に、本発明による繰り出し可能なベル形推進ノズルの第１の実施例を示す。ロールじゃばら装置は第１のロールじゃばら１６を含み、このロールじゃばらは、一方がベル形推進ノズル１２の第１の部分１３の周領域１６ａに結合され、他方がべル形推進ノズル１２の第２の部分１４の周領域１６ｂに結合されている。その際、第１のロールじゃばら１６が結合された第１の部分１３の周領域１６ａは、第１の部分１３の後端部に設けられており、第１のロールじゃばら１６が結合された第２の部分１４の周領域１６ｂは、第２の部分１４の前端部に設けられている。
【００３３】
さらに閉鎖じゃばら１７の形態の第２のじゃばらが設けられており、この閉鎖じゃばらは、ベル形推進ノズル１２の第２の部分１４の後端部における噴射開口１０ｂを閉鎖しており、さらに第１のロールじゃばら１６、及びベル形推進ノズル１２の第１の部分１３及び第２の部分１４とともに、ベル形推進ノズル１２内にガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分１５を画成している。
【００３４】
さらに支援装置１９が設けられており、この支援装置は、積み込み位置Ｉから動作位置ＩＩにベル形推進ノズル１２の第２の部分１４を繰り出す際の運動を制動する機能を有し、ベル形推進ノズル１２の周面にわたって分散されかつベル形推進ノズル１２の第２の部分１４と航空機又は宇宙船１００の固定部分との間に延びた１つ又は望ましくは複数の支援ケーブル１９ａ及び該支援ケーブル１９ａが連結されるケーブルブレーキ１９ｂを含む。
【００３５】
ベル形推進ノズル１２の第２の部分１４の後端部における閉鎖じゃばら１７は、目標破壊部１７ａを有し、この目標破壊部は、動作位置ＩＩにベル形推進ノズル１２の第２の部分１４を繰り出した後に破裂して噴射開口１０ｂを解放するために設けられている。閉鎖じゃばら１７は、目標破壊部１７ａの破裂の後にロケット推進機構１０の点火の後に放出される高温燃焼ガスによる燃焼又は溶融によって完全に切離される。
【００３６】
図１（ａ）に示した積み込み位置Ｉからベル形推進ノズル１２の第２の部分１４を繰り出すために、ベル形推進ノズル１２の内部にある閉じた容積部分１５は、ガス状の流体によって圧力をかけられ、それによりこの容積部分は、膨張し、図１（ｂ）に示した動作位置ＩＩに達するまで、ベル形推進ノズル１２の第２の部分１４を後方に繰り出す傾向を有する。その際、繰り出し運動は、支援装置１９によって制動され、かつ同時にノズル中心軸に心出しされる。ベル形推進ノズル１２の第２の部分１４は、動作位置ＩＩに達した際に、前述と同様の図示されていない係止又はロック装置によって係止される。
【００３７】
（実施例２）
図２（ａ）及び図２（ｂ）に、本発明による第２の実施例を示す。ロールじゃばら装置の構成要素として、第１のロールじゃばら２６が設けられており、このロールじゃばらは、一方がベル形推進ノズル２２の第１の部分２３の周領域２６ａに、他方がベル形推進ノズル２２の第２の部分２４の周領域２６ｂに結合されており、その際、第１のロールじゃばら２６の一方側が取付けられたベル形推進ノズル２２の第１の部分２３における周領域２６ａは、ベル形推進ノズル２２の第１の部分２３の後端部ではなく、それより前方側にある。また、第１のロールじゃばら２６の他方側が取付けられた周領域２６ｂは、ベル形推進ノズル２２の第２の部分２４の前端部にある。
【００３８】
ロールじゃばら装置は、さらに第２のロールじゃばら２８を含み、このロールじゃばらは、一方が航空機又は宇宙船２００の固定部分２８ａに、他方がベル形推進ノズル２２の第２の部分２４の周領域に結合されており、この周領域は、概ね第１のロールじゃばら２６が結合されたのと同じ周領域２６ｂである。第２のロールじゃばら２８は、ガス状の流体を供給可能な閉じた容積部分２５のために第１のロールじゃばら２６に対して半径方向外側に別の密閉部を形成しており、この容積部分は、特にこの実施例（図２（ｂ））において、ベル形推進ノズル２２の外にあり、第１のロールじゃばら２６、第２のロールじゃばら２８及び航空機又は宇宙船２００の後端部によって画成されている。
【００３９】
図１（ａ）及び（ｂ）に示した第１の実施例と同様に、第２の実施例においても、支援装置２９が設けられており、この支援装置は、積み込み位置Ｉから動作位置ＩＩにベル形推進ノズル２２の第２の部分２４を繰り出す際の運動を制動するために設けられ、ベル形推進ノズル２２の第２の部分２４と航空機又は宇宙船２００の固定部分との間に延びた１つ又は複数の支援ケーブル２９ａ及び該支援ケーブル２９ａが連結されるケーブルブレーキ２９ｂを含む。
【００４０】
図２（ａ）に示した前部積み込み位置Ｉから図２（ｂ）に示した後部動作位置ＩＩにベル形推進ノズル２２の第２の部分２４を繰り出すために、第１のロールじゃばら２６と第２のロールじゃばら２８との間にある閉じた容積部分２５は、ガス状の流体を供給され、それによりこの容積部分は、拡大する傾向を有し、ベル形推進ノズル２２の第２の部分２４は、動作位置ＩＩに繰り出される。動作位置ＩＩにおいて、ベル形推進ノズル２２の第２の部分２４は、前述の詳細に図示されていない係止又はロック装置によってロックされる。
【００４１】
（実施例３）
図３（ａ）及び（ｂ）に、本発明による第３の実施例を示す。第１のロールじゃばら３６が、一方はベル形推進ノズル３２の第１の部分３３の周領域３６ａに結合され、かつ他方はベル形推進ノズル３２の第２の部分３４の周領域３６ｂに結合されて設けられ、更に第２のロールじゃばら３８が、一方は航空機又は宇宙船３００の固定部分３８ａに結合され、他方はベル形推進ノズル３２の第２の部分３４の周領域３８ｂに結合されて設けられている。この実施例において、第２のロールじゃばら３８が結合されたベル形推進ノズル３２の第２の部分３４の周領域３８ｂは、第１のロールじゃばら３６が第２の部分３４に取付けられた周領域３６ｂとは別の領域であり、かつこの周領域３６ｂの半径方向外側かつ後側にある。
【００４２】
この第３の実施例においても、支援装置３９が設けられており、この支援装置が支援じゃばら３９を含んでいる。支援じゃばらは、ベル形推進ノズル３２の第１の部分３３の周領域３６ａとベル形推進ノズル３２の第２の部分３４の周領域３８ｂとの間に延びており、かつ第１のロールじゃばら３６に対して前側にあるように配置されており、かつ第１のロールじゃばら３６とともにガス状の流体を供給可能な別の閉じた容積部分Ｒを形成している。この実施例において、必須ではないが、支援じゃばら３９は、第１のロールじゃばら３６が結合された周領域３６ａのベル形推進ノズル３２の第１の部分３３と、第２のロールじゃばら３８が結合された周領域３８ｂのベル形推進ノズル３２の第２の部分３４と、に取付けられている。支援じゃばら３９が結合されたベル形推進ノズル３２の第２の部分３４の周領域３８ｂは、第１のロールじゃばら３６が結合された周領域３６ｂの半径方向外側にある。第１のロールじゃばら３６と支援じゃばら３９との間に画成された閉じた容積部分Ｒは、ガス状の流体を供給された際にその容積を拡大しながら、積み込み位置Ｉから動作位置ＩＩにベル形推進ノズル３２の第２の部分３４を繰り出す際の運動の制動を引起こす。ガス状の流体の容積部分Ｒへの供給は、望ましくは閉じた容積部分３５へのガス状流体の供給とは独立に行なわれる。
【００４３】
図３（ａ）に示した積み込み位置Ｉから図３（ｂ）に示した動作位置ＩＩにベル形推進ノズル３２の第２の部分３４を繰り出すために、第２のロールじゃばら３８と支援じゃばら３９を介した第１のロールじゃばら３６との間に囲まれた容積部分３５は、ガス状の流体を供給され、それによりこの容積部分は、膨張し、かつそれによりベル形推進ノズル３２の第２の部分３４を、動作位置ＩＩに繰り出す傾向を有する。動作位置ＩＩに達した際に、ベル形推進ノズル３２の第２の部分３４は、前述の係止又はロック装置によってロックされる。
【００４４】
（実施例４）
図４（ａ）及び図４（ｂ）に、本発明による第４の実施例を示す。図３（ａ）及び（ｂ）に示した第３の実施例と同様に、第１のロールじゃばら４６が設けられており、このロールじゃばらは、一方がベル形推進ノズル４２の第１の部分４３の周領域４６ａに結合され、他方がベル形推進ノズル４２の第２の部分４４の周領域４６ｂに結合されている。さらに、第２のロールじゃばら４８が設けられており、このロールじゃばらは、一方が航空機又は宇宙船４００の固定部分４８ａに結合され、かつ他方がベル形推進ノズル４２の第２の部分４４の周領域４８ｂに結合されている。第１のロールじゃばら４６及び第２のロールじゃばら４８は、ベル形推進ノズル４２の外側にある閉じた容積部分４５を形成しており、この容積部分は、ガス状の流体を供給可能である。
【００４５】
この第４の実施例において、支援装置４７、４９が設けられており、この支援装置は、ベル形推進ノズル４２の第１の部分４３の前部周領域４７ａと第２の部分４４の前部周領域４７ｂとの間に延びた支援及びノズル中心軸心出しじゃばら４７、及びベル形推進ノズル４２の第１の部分４３の後部周領域４９ａと第２の部分４４の後部周領域４９ｂとの間に延びた支援及びノズル中心軸心出しじゃばら４９を含む。このようにして形成された支援装置４７、４９は、図４（ａ）に示された積み込み位置Ｉから図４（ｂ）に示された動作位置ＩＩにベル形推進ノズル４２の第２の部分４４を繰り出す際の運動を制動するために、かつ同時にこの運動の際にベル形推進ノズル４２の第２の部分４４をノズル中心軸に心出しするために使われる。
【００４６】
第２の部分４４を繰り出すために、閉じた容積部分４５は、ガス状の流体を供給され、かつそれによりベル形推進ノズル４２の第２の部分４４を、動作位置ＩＩに繰り出す傾向を有する。この運動の経過中に、支援及びノズル中心軸心出しじゃばら４７、４９は更に引っ張られ、その際、これらの支援及びノズル中心軸心出しじゃばらは、そのために設けられた目標破壊部において切離される。図４（ｂ）に示した動作位置ＩＩに達した際に、ベル形推進ノズル４２の第２の部分４４は、前述の係止又はロック装置によってロックされる。
【図面の簡単な説明】
【００４７】
【図１】（ａ），（ｂ）は、本発明の第１の実施例による繰り出し可能なベル形推進ノズルを有するロケット推進機構の一部を断面で示す概略側面図である。
【図２】（ａ），（ｂ）は、本発明の第２の実施例による繰り出し可能なベル形推進ノズルを有するロケット推進機構の一部を断面で示す概略側面図である。
【図３】（ａ），（ｂ）は、本発明の第３の実施例による繰り出し可能なベル形推進ノズルを有するロケット推進機構の一部を断面で示す概略側面図である。
【図４】（ａ），（ｂ）は、本発明の第４の実施例による繰り出し可能なベル形推進ノズルを有するロケット推進機構の一部を断面で示す概略側面図である。
【符号の説明】
【００４８】
１０；２０；３０；４０  ロケット推進機構
１１；２１；３１；４１  ロケット推進機関
１２；２２；３２；４２  ベル形推進ノズル
１３；２３；３３；４３  第１の部分
１４；２４；３４；４４  第２の部分
１５；２５；３５；４５  容積部分
１００；２００；３００；４００  航空機又は宇宙船
１６；２６，２８；３６，３８，３９；４６，４８  ロールじゃばら装置
Ｉ    積み込み位置
ＩＩ  動作位置
【図１】
2004286030.tif 000003
【図２】
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【図３】
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【図４】
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