(57)【要約】【課題】固体推進剤ロケットエンジン（６１）内に流体力学的に発生される圧力振動を受動的に制御するシステムを提供する。【解決手段】固体推進剤の装填物（６３）を収容したボディ（６２）を有する固体推進ロケットエンジンの特徴は、ロケットエンジンのボディ内に、固体推進剤の燃焼ガスのフロー方向（Ｅ）に対して横方向に位置された少なくとも１つの挿入物（１００）を有することである。この挿入物は、フローに三次元効果を生じさせてロケットエンジン内に軸対称の乱流モードが形成されるのを防ぐために、非軸対称の形状を有する開口部（１０１）を有する。また、このシステムは、既存のロケットエンジンにも適用可能である。【選択図】　　　図８
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
　固体推進剤の装填物（３）を収容したボディ（２）を備えた固体推進剤ロケットエンジン（１）内に流体力学的に発生される圧力振動を受動的に制御するシステムにおいて、前記ボディ内に、固体推進剤の装填物内に形成された燃焼ガスフローチャンネル（８）に対して横方向に位置された少なくとも１つの挿入物（１００）を具備し、この挿入物には、軸対称の乱流モードがロケットエンジン内に発生されるのを防ぐためにフローに三次元効果を生じさせるように、ガスフローチャンネルの形状と異なる非軸対称形状の単一の開口部（１０１）が形成されていることを特徴とするシステム。
【請求項２】
　前記挿入物（１００）に形成された非軸対称の開口部（１０１）は、固体推進剤の装填物（３）を燃焼する間ずっとフローチャンネル（８）内に位置することを特徴とする請求項１のシステム。
【請求項３】
　前記挿入物（１００）は、“リジットマー”複合材料で形成されていることを特徴とする請求項２のシステム。
【請求項４】
　前記挿入物に形成された非軸対称の開口部は、固体推進剤の装填物（３）の燃焼中の所定の瞬間からフローチャンネル（８）内に位置することを特徴とする請求項１のシステム。
【請求項５】
　前記挿入物は、発火時には軸対称の形状なのが燃焼の所定の瞬間から非軸対称の形状に変化する開口部を有することを特徴とする請求項４のシステム。
【請求項６】
　前記形状が変化する挿入物（３００）は、第１の材料でできた第１の部分（３０２）と、第２の材料でできた第２の部分（３０３）と、挿入物の非軸対称の開口部が占める部分（３０５）とを有し、第２の材料は第１の材料よりも速い磨耗速度を有することを特徴とする請求項５のシステム。
【請求項７】
　前記形状が変化する挿入物は、第１の部分と、第２の部分と、挿入物の非軸対称の開口部が占める部分とを有し、第２の部分は第１の部分よりも脆いことを特徴とする請求項５のシステム。
【請求項８】
　前記挿入物は、エラストマー複合材料、もしくは、エラストマーと“リジットマー”との両方から成る複合材料で形成されていることを特徴とする請求項６もしくは７のシステム。
【請求項９】
　前記非軸対称の開口部を有する挿入物（１００）よりも上流に位置された推進剤の装填物の一部が、挿入物の非軸対称の開口部内に内接された最初の直径を有するフローチャンネル内に位置することを特徴とする請求項４のシステム。
【請求項１０】
　前記ロケットエンジンのボディは、固体推進剤の単一のブロック（７１）を収容し、非軸対称の開口部を有する挿入物（７２）は、このブロック内に位置されていることを特徴とする請求項１乃至９のいずれか１のシステム。
【請求項１１】
　前記ロケットエンジンのボディは、複数のブロック（８１、８２）に分かれた推進剤の装填物を収容しており、非軸対称の開口部を有する挿入物（８３）は、２つの連続したブロックの間のスペース内に位置されていることを特徴とする請求項１乃至９のいずれか１のシステム。
【請求項１２】
　前記ロケットエンジンのボディは、複数のブロック（９１、９２）に分かれた推進剤の装填物を収容し、少なくとも１つのブロックが抑制され、非軸対称の開口部を有する挿入物（９３）は、この抑制されたブロック（９２）の上面に配置されていることを特徴とする請求項１もしくは４乃至９のいずれか１のシステム。
【請求項１３】
　前記挿入物に形成された開口部（１０１）は、星（１０２）の形をしていることを特徴とする請求項１乃至１２のいずれか１のシステム。
【請求項１４】
　前記開口部（２０１）は、鋸歯（２０２）の形をしていることを特徴とする請求項１乃至１２のいずれか１のシステム。
【請求項１５】
　固体推進剤ロケットエンジン（１）内に流体力学的に発生される圧力振動を制御する方法において、ロケットエンジン内に、これの内部に形成された燃焼ガスフローチャンネル（８）に対して横方向に、このガスフローチャンネルの形状と異なる非軸対称の形状を有する単一の開口部（１０１）が形成された挿入物（１００）を位置させることによって、軸対称の乱流モードが発生されるのを防ぐようにフローに三次元効果を生じさせることを特徴とする方法。
【請求項１６】
　前記固体推進剤の装填物（３）を燃焼する間ずっとフローに三次元効果を生じさせることを特徴とする請求項１５の方法。
【請求項１７】
　前記フローの三次元効果は、固体推進剤の装填物（３）の燃焼中の所定の瞬間から生じるようにされることを特徴とする請求項１５の方法。
【請求項１８】
　前記フローの三次元効果は、発火時には軸対称の形状なのが燃焼中の所定の瞬間に非軸対称の形状へと変化する開口部を有する挿入物によって、所定の瞬間から生じるようにされることを特徴とする請求項１７の方法。
【請求項１９】
　前記形状が変化する挿入物は、第１の材料で形成された第１の部分（３０２）と、第２の材料で形成された第２の部分（３０３）と、挿入物に形成された非軸対称の開口部（３０５）が占める部分とを有し、前記第２の材料は第１の材料よりも速い磨耗速度を有することを特徴とする請求項１８の方法。
【請求項２０】
　前記形状が変化する挿入物は、第１の部分と、第２の部分と、挿入物に形成された非軸対称の開口部が占める部分とを有し、前記第２の部分は第１の部分よりも弱いことを特徴とする請求項１８の方法。
【請求項２１】
　前記フローの三次元効果は、非軸対称の開口部を有してこの非軸対称の開口部内に内接された最初の直径を有するフローチャンネルを与える前記挿入物（１００）よりも上流に位置された推進剤の装填物の一部を用いて、燃焼中の所定の瞬間から生じるようにされることを特徴とする請求項１７の方法。
【請求項２２】
　前記ロケットエンジンのボディは、固体推進剤の単一のブロック（７１）を収容し、非軸対称の開口部を有する挿入物（７２）は、このブロック内に位置されていることを特徴とする請求項１５乃至２１のいずれか１の方法。
【請求項２３】
　前記ロケットエンジンのボディは、複数のブロック（８１、８２）に分かれた推進剤の装填物を収容し、非軸対称の開口部を有する挿入物（８３）は、２つの連続したブロックの間のスペース内に位置されていることを特徴とする請求項１５乃至２１のいずれか１の方法。
【請求項２４】
　前記ロケットエンジンのボディは、複数のブロック（９１、９２）に分かれた推進剤の装填物を収容し、少なくとも１つのブロックが抑制され、非軸対称の開口部を有する挿入物（９３）は、この抑制されたブロック（９２）の上面に配置されていることを特徴とする請求項１５乃至１７のいずれか１の方法。
【請求項２５】
　前記挿入物に形成された開口部（１０１）は、星（１０２）の形をしていることを特徴とする請求項１５乃至２４のいずれか１の方法。
【請求項２６】
　前記挿入物に形成された開口部（２０１）は、鋸歯（２０２）の形をしていることを特徴とする請求項１５乃至２４のいずれか１の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
　本発明は、固体推進剤ロケットエンジンの分野、特に、このロケットエンジン内に流体力学的に発生される圧力振動を制御することに関する。
【背景技術】
【０００２】
　固体推進剤ロケットエンジンを設計するときは、一般に、推進剤の装填物を、望ましい流量を実現し、完成したロケットエンジンシステムについて成された研究によって規定されているようなミサイルもしくは打ち上げロケットとの間に推力を生じさせる関係を作り出すような大きさにすることが必要である。
【０００３】
　流量と推力とは、燃焼面の形状が時間とともにどのように変化するかによって決まるので、よい関係は通常、燃焼面の変化を生じる複雑な形状によってのみ得られ、中央の燃焼ガス排気チャンネルが単純な形状であることは不適当である。
【０００４】
　推進剤の装填物の特定の形状は、ガス噴出チャンネルに沿って配置された周方向の溝のような二次元のパターンを加えることによって得られる。また、こうした形状は、星の形などの三次元のパターンでもよい。打ち上げロケットのためのブースターとして使用されるタイプの非常に大きなロケットエンジンに関連した特別な状況によって、複数のブロックの形で変化が生じる。この場合、ブロックの前面と後面とは、推進剤ほど速くは消耗されず噴出チャンネル内のフローに対する障害物となる適当な熱保護手段によって、部分的もしくは全体に抑制されるのが普通である。
【０００５】
　このようなブロックの最初の形状の幾何学的な複雑さと、熱保護手段がこれらの面に設けられ得ることとによって、燃焼ガス噴出チャンネル中へと突出する鋭角もしくはでこぼこなどの様々の幾何学的な不規則性が生み出される。このような不規則性によって、フローストリーム内に生じた乱流の分離が果たされ、不安定性の源となる。また、乱流の分離は、高い距離／直径の割合を有する所定のロケットエンジンの推進剤の燃焼面でも直接的に見られる。これは、同様に、ロケットエンジン内部で見られる長手方向の不安定性にもつながる。
【０００６】
　これらの不安定性は、様々の源を有し、もたらされる様々の種類の音響モード（長手方向モード、正接モード、径方向モードもしくはキャビティモード）によって特徴付けられる圧力振動を招く。一般に、流体力学的な不安定性は、長手方向のモードをもたらす。他のモードは、他の現象によってもたらされる。
【０００７】
　エンジン内の圧力振動現象は、ロケットエンジンの振動にもつながる。これらは、打ち上げロケットの打ち上げ荷重に動的負荷をもたらす可能性がある。また、このようなエンジンの内部に作用することによって圧力振動のレベルを制限することも可能である。
【０００８】
　ロケットエンジンのための第１の公知の解決法は、ロケットエンジン内部に配置されたリング内のガスのためのフローの断面を減じることによって燃焼ガスのフロー内に狭窄部を作り出すことである。この狭窄部の目的は、フロー内を上方へ移動する音波を制限するか、ブロックすることである。しかしながら、フロー内に狭窄部が存在するとロケットエンジン内部に大きな圧力勾配がもたらされるので、ロケットエンジンの構造をこれのリーディングエッジのところで補強する必要が出てくる。このような改良によって大きなサイズのエンジンのためにロケットエンジンのかさが増す。更に、“低周波数”の(基本)音響モードをこのような方法で制御すると、仕切り板によって作られたサブキャビティによって引き起こされる高音響モード（第２もしくは第３の音響モード）を招いてしまうことが分かっている。
【０００９】
　他の公知の解決法は、連続的なテストを行いエンジンの一般的な制約を考慮することによって、エンジンの内部の形状（装填物とチャンネルとの形状、ブロックからノズルまでの距離、構成要素）を最適にすることである。
【００１０】
　このような解決法の第１の例が、大きな燃焼領域を有する装填物がエンジンの長手方向の範囲の一部分に必要とされることから少なくとも２つのブロックに分割された固体推進剤の装填物を有するロケットエンジンに関連する仏国特許出願ＦＲ２７６４６４５号(特許文献１)に開示されている。この文献で提案された解決法では、装填物の大きな燃焼領域の外形を、装填物の中間部に向けて、エンジンの前部分の通常の位置から後ろへ動かす。しかしながら、この解決法は、物理的な原則に基づいていないため、これの整備テストをして有効性を示すことが必要で、エンジンが設計されるごとに相当の整備時間と費用とがかかるという欠点を有する。かくして、この解決法は、圧力振動のレベルを減じることが望ましい既存のエンジンに適用できない。また、これは、一般のエンジンの分野の一部に、即ち、分割された推進剤の装填物を有するエンジンに制限される。更に、利用される技術は、第１の長手方向の音響モードより高い、エンジンの適当な作動を妨害する周波数で圧力振動を発生させる危険を冒すものである。更に、この解決法は、内部の熱保護手段のかさを増すことが必要なため建設索引を低下させる。
【００１１】
　露国特許出願ＲＵ２１４７３４２号（特許文献２）に示された第２の例は、装填物がエンジンの後端壁から離間された端面を有するエンジンに関する。弾性スリーブは、下流の端面の近くで装填物の外面を囲んでいる。この文献に示された技術では、下流の端面は、燃焼される推進剤の厚さの４〜１６倍の範囲の距離だけノズルから離間されており、スリーブは、装填物の最大直径の０．７〜０．９倍の直径を有する。しかしながら、従来通り、この解決法は、１つの特定のタイプのエンジン、即ち、装填物が後ヴォールトを満たさずノズルに隣接したところに端面を有し、スリーブは前記面の外面に位置されているエンジンに制限されるものである。また、最適な分離とスリーブの直径とが、テストによって調節される。どの場合でも、推進剤ブロックとノズルとの間に必要になるスペースによって、構造体の全長が長くなり、また、この長さは、エンジンのための一般的な制約に対応し続けなくてはならない。従って、エンジンの性能は、相当の付加的な構造上の負荷によって低下される。
【特許文献１】仏国特許出願ＦＲ２７６４６４５号
【特許文献２】露国特許出願ＲＵ２１４７３４２号
【特許文献３】米国特許３７９５１０６号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
　要するに、従来の解決法は、制限された範囲内でしか利用できず、既存のロケットエンジンに後から適用させることができないものである。これらは、長手方向モードを制御することにのみ関連している。更に、これらは、エンジンのかさを全体として増すことから建設索引を不可避的に低下させ、高周波で不安定性を生じる可能性がある。
【００１３】
　本発明は、上述された欠点を克服し、ロケットエンジンに大きな改良を施したりこれの性能を低下させることなく固体推進剤ロケットエンジン内に流体力学的に発生される圧力振動を減じる受動的な制御システムを提供しようとするものである。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
　これらの目的は、固体推進剤の装填物を収容したボディを備えた固体推進剤ロケットエンジン内に流体力学的に発生される圧力振動を受動的に制御するシステムにおいて、前記ボディ内に、固体推進剤の装填物内に形成された燃焼ガスフローチャンネルに対して横方向に位置された少なくとも１つの挿入物を具備し、この挿入物には、軸対称の乱流モードがロケットエンジン内に発生されるのを防ぐためにフローに三次元効果を生じさせるように、ガスフローチャンネルの形状と異なる非軸対称形状の単一の開口部が形成されていることを特徴とするシステムによって果たされる。
【００１５】
　従って、本発明の制御システムによれば、ガスフローチャンネルの形状とは異なる非軸対称の形状の単一の開口部を有する挿入物は、フローの対称性を壊して、本発明が克服しようとしている不安定性の源となる対称的な乱流の形成を防ぐ三次元効果を生じるために、フロー通路内に位置される。
【００１６】
　挿入物によって発生された三次元効果は、エンジンが燃焼している間ずっと、もしくは、最初の発火後の所定の瞬間から生じるようにされてもよい。この場合、挿入物に形成された非軸対称の開口部は、のちの所定の瞬間にはフロー内に現れるように、発火時には一時的に覆い隠されている。
【００１７】
　第１の実施形態では、挿入物の非軸対称の開口部は、推進剤の装填物の上流部によって、燃焼の始めから所定の瞬間まで覆い隠され得る。装填物が単一のブロックの推進剤であるとき、挿入物は、この挿入物の非軸対称の開口部内に内接された最初にフローチャンネル内に見られる推進剤のブロックの内部に位置される。かくして、ブロックの挿入部が消耗されない限り、挿入物の三次元効果は生じない。
【００１８】
　複数の固体推進剤ブロックで形成されたロケットエンジンの場合、非軸対称の開口部を有する挿入物は、この挿入物の非軸対称の開口部内に内接された最初のフローチャンネルの直径を有する推進剤のブロックよりも下流に位置される。
【００１９】
　他のタイプの実施形態では、非軸対称の開口部は、燃焼中に変化する形状を有する幾何学的な挿入物を用いて、発火後の所定の瞬間に現れるようにされ得る。
【００２０】
　このために、“制御される消耗”として知られる第１の技術では、挿入物は、第１の材料でできた第１の部分と、第２の材料でできた第２の部分と、挿入物の非軸対称の開口部が占める部分とを有し、第２の材料は、第１の材料よりも急速な消耗率を有する。“制御された機械的な破裂”として知られた他の技術では、挿入物は、第１の部分と、第２の部分と、挿入物の非軸対称の開口部が占める部分とを有し、第２の部分は第１の部分よりも脆い。
【００２１】
　本発明は、固体推進剤エンジン内に流体力学的に発生される圧力振動に関する技術的な問題を、これの性能を大きく向上させなくとも解決できる技術的な解決法を提案する。
【００２２】
　ワンピース型の推進剤の装填物を有するロケットエンジンでは、挿入物は、装填物の中にはめ込まれている。
【００２３】
　２つ以上のブロックに分かれた推進剤の装填物を有するロケットエンジンでは、挿入物は、２つのブロックの間のスペース内に位置され得る。分かれた装填物を有するロケットエンジンが、上面を抑制されているブロックを有する場合、挿入物は、熱からの保護（ブロックの抑制）のために、また、圧力振動を減じるために、ブロックの上面に効果的に配置され得る。
【００２４】
　本発明の特徴に関れば、挿入物の開口部は、星の形である。
【００２５】
　本発明の特徴に関れば、挿入物の開口部は、鋸歯の形である。
【００２６】
　また、本発明は、固体推進剤ロケットエンジン内に流体力学的に発生される圧力振動を制御する方法において、ロケットエンジン内に、これの内部に形成された燃焼ガスフローチャンネルに対して横方向に、このガスフローチャンネルの形状と異なる非軸対称の形状を有する単一の開口部が形成された挿入物を位置させることによって、軸対称の乱流モードが発生されるのを防ぐようにフローに三次元効果を生じさせることを特徴とする方法を提供する。
【００２７】
　特定の実施例では、挿入物の非軸対称の開口部は、星もしくは鋸歯の形であってよい。
【００２８】
　挿入物によるフローの三次元効果は、最初の発火後に、もしくは、最初の発火後の所定の瞬間の後に、本発明のシステムを説明するときに上述された特定の手段を用いて生じるようにされ得る。
【００２９】
　同様に、本発明のシステムの場合、上述されているように、推進剤の装填物の構成の関数としてのロケットエンジン内部での挿入物の様々の特別な配置が可能である。
【００３０】
　本発明の他の特徴及び利点は、単なる例として挙げられた本発明の特定の実施形態について、添付図面を参照しながら以下に説明されることによって明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３１】
　図１は、２つの端部、具体的には、前端部４と、燃焼ガスを噴射するための分岐部６へと延びたノズル５と連通された後端部９とを有するボディ２を備えた固体推進剤ロケットエンジン１を示す。ロケットエンジンのボディ２は、このボディ２内に１つ以上のブロックの形に型により成形された固体推進剤の装填物３を収容している。固体推進剤の発火は、固体推進剤の装填物の前端に位置された点火器７によってなされる。チャンネル８は、ロケットエンジンの内部を長手方向に延び、燃焼ガスが流れるのを可能にする。ブロックの形の推進剤の発火は、チャンネル８の内部を含んだ、ロケットエンジンの前部から後部までのボディ２の全長にわたってなされる。
【００３２】
　一般に、燃焼チャンバ内部のフローの性質は複雑である。フローは、最初は推進剤のブロックの表面を径方向に向かい、続いて、外側ノズル５と連通するまでフローチャンネル８に沿って長手方向に向かう。
【００３３】
　図２に示されるように、燃焼している間、フロー１０は、矢印Ｅによって示されるように上流から下流へと流れ、燃焼中、エンジンを構成する要素即ち特定の形態の推進剤がフローに作用して乱流を分離させる。フローがチャンネルに沿って移動する中、続いて、エンジンロケットの内部に軸対称の渦１１が発生される。これらの渦は、図４を参照して以下に説明されるような仕組みでエンジン内部に圧力振動を発生させる。
【００３４】
　これは、本発明の文脈で考慮される不安定性のタイプ、即ち、フローの長手方向に流体力学的な不安定性によってもたらされる長手方向の音響モードを規定する。出願の範囲は、推測的に、特に、正接、径方向もしくはキャビティモードに制限されているように思われるかもしれないが、本発明のブースターAriane 5、米国のスペースシャトル、もしくはTitan 発射機などの大きな固体推進剤ロケットエンジン内部で生じる不安定性の問題の大部分をカバーする。
【００３５】
　本発明は、不安定なプロセスの性質を分析し、理解した結果である。
【００３６】
　図３は、不安定になり得るシステムの基本的なブロック図である。このシステムは、１つ以上の励振機構２１と１つ以上のフィードバック機構２２とによって構成された閉ループ２０によって表わされ得る。機構２１と機構２２とが推定的に相互作用し合うとき、即ち、これらの適当な位相の関係と十分な振幅とが実現されるとき、不安定性が自己維持（共振）し、大きなレベルの振動を引き起こす。図４は、本発明で考慮されている不安定性、即ち、フローの長手方向に流体力学的な不安定性を生じる場合の物理的過程が示された、図３のシステムの詳しいモデルである。ブロック３０、３１は、長手方向モードの場合のためのフィードバック機構を表わす。これらの機構は、下流から上流へと乱流を発生させて、ロケットエンジン内にループを生じさせる。これらのブロック３０、３１夫々について説明されているように、フィードバック機構は、音波(ブロック３０)によっても、構造体(ブロック３１)を通して伝えられる振動によっても始められ得る。
【００３７】
　励振の段階が、励振の元の噴出源に相当するブロック４１、４２から始まる、エンジンの上流から下流へと向かうフローの方向Ｅにおいて考慮されるべきブロック４１〜４９によって表わされている。これらの源は、推進剤の壁（ブロック４１）もしくはフローの不活性な障害物即ち推進剤の角（ブロック４２）のいずれかから乱流を分離させることによって形成される。これら様々のタイプの乱流の噴出が共存する。
【００３８】
　発生された乱流は、様々の相互作用によってエネルギーをフィードバック機構に再噴出させる。こうした相互作用は、不安定な方法で放熱を導いて(ブロック４８)音響エネルギーの源となる(ブロック４６)乱流と燃焼との間の相互作用（ブロック４３）や、同様に音響エネルギーの源となる（ブロック４６）乱流とロケットエンジンの壁との間の相互作用（ブロック４４）や、音響エネルギー（ブロック４６）と不安定な推力(ブロック４９)とを同時に生じる源となる乱流とノズルとの間の実際の相互作用（ブロック４５）であってよい。最後に、同時に起こるこれらの現象によって発生される音が、エネルギーの再噴出を引き起こし、構造体を動的に動かす。また、音場は、不安定な推力を引き起こす。
【００３９】
　不安定性は、上述された物理的な段階を全て経なくてもロケットエンジン内に生じ得る。不安定性を生じさせるのに必要なのは、提案されたうちの１つの通路を通ってループが閉じられていることと、様々の段階の間に適当な位相と振幅の関係を有することのみである。
【００４０】
　従って、システムの図４に示されたモデルを考慮すると、不安定性がいろいろなやり方で制御されることが推論され得る。詳細には、動作が３つの主原則に基づくとよい。第１の原則は、例えばこれが組み込みの機構である場合はロケットエンジンの機械的な共振モードを改良することによって、複数の段階の間の発展的な位相の関係を“切断する”ことである。第２の原則は、例えばダンパー即ち吸収装置を用いて、ループを構成する１つの段階の振幅を制限することである。第３の原則は、不安定性の源に作用することによって励振が生じるメカニズムを排除することである。
【００４１】
　制御原則をこのように決定したと仮定すると、本発明が有する原則は、ロケットエンジンに加えられる構造上の変更を最小にし、他の不安定性が生じる危険を最小に抑えながら、当該の不安定性を制御するように働く。更に、不安定性によってエンジンの性能を無駄にしないために、本発明によって果たされる制御システムは受動的な要素に基づいている。
【００４２】
　かくして、不安定性を制御するときにはロケットエンジンの改良を伴うが、こうした改良がロケットエンジンの製造とロケットエンジンの性能とに与える影響は、可能な限り制限されなくてはならない。更に、導入される制御手段は、排除される不安定性以上にエンジンに害を与える可能性がある他の不安定性を生じるべきではない。重要なのは、本発明の文脈に従って選択された制御原則の信頼性の概念を重視することである。例えば、エンジンの第１の長手方向の音響モードの圧力振動を制御する受動的なシステムは、エンジンを構成する要素とのカップリングの問題を考えて、エンジンの第２及び第３のモードを決してもたらさないようにする必要がある。
【００４３】
　かくして、本発明の制御原則は、上述された要件を考慮しながら、図２、３及び４の分析に基づいて選択されている。この原則は、軸対称の乱流モードが生じないようにする、即ち、エンジンの壁（図４のブロック４１）、フローの不活性な障害物即ち推進剤の角から（ブロック４２）乱流を分離しないようにすることで不安定性ループを“切断する”ものである。かくして、不安定性のループ内の必須の要素に作用する。これらの乱流モードは、可能なループ通路全体のうちに必須の部分を構成する。
【００４４】
　従って、本発明の解決法は、適当な形状を有して軸対称の乱流モードが発達しないようにフローに三次元効果を生じる装置をフローの中に挿入することである。三次元効果を生じる装置はエンジン内のどこに設けられてもよいが、好ましくは、不安定性の源となる乱流が発生されるエンジン区域の近くに位置されるのがよい。
【００４５】
　このような三次元効果は、図８に示されるように挿入物をフローの中に位置させることによって得られる。図８には、固体推進剤の装填物６３を収容したボディ６２を有するロケットエンジン６１が示されている。ボディ６２は、これの内部に配置された装填物１００によってガスのフローチャンネル６８を規定する。挿入物は、静止した非軸対称の開口部１０１を有する。挿入物１００の非軸対称の開口部１０１は、フローＥで三次元効果を生じ、不安定性によって発生される線対象の乱流モードのコヒーレンスを切断する。
【００４６】
　本発明の挿入物は、様々の形状の開口部を有してよい。図５は、本発明の挿入物１００の第１の実施形態を示す。挿入物１００は、星１０２の形の開口部１０１を有する。図６は、鋸歯２０２を有する開口部２０１が形成された挿入物２００の第２の実施形態を示す。かくして、開口部１０１及び２０１内の突出部がフローを非対称なものにする。
【００４７】
　これら挿入物の例が本発明の挿入物に形成され得る開口部の形状の全てではない。特に、非軸対称の形の開口部を有する挿入物ならば、フローに三次元効果を生じる能力を潜在的に有し、これの対称性を壊し軸対称の乱流が形成されるのを防ぐのに適する。開口部のために選択される特定の非軸対称の形は、フローの三次元効果に望まれる効果がどの程度かということと、利用される技術とに応じる。
【００４８】
　３次元効果を果たしてガスの流れを乱すために、挿入物の非軸対称の開口部は、ガスフローチャンネルとは異なる形状を有する必要がある。フローの対称性を壊すためには、非軸対称の開口部の少なくとも一部分をガスフローチャンネル内に位置させて、ロケットエンジンの上流部に圧力を発生させる狭窄部をフロー内に生じることなく軸対称の乱流が発生されるのを防ぐことが必要である。例えば図８では、挿入物１００の開口部１０１は星の形であり、これに対して、ガスフローチャンネル６８は円筒形状である。ガスフローチャンネルの開口部と同じ形の開口部を有する挿入物をロケットエンジン内に有する米国特許３７９５１０６号（特許文献３）などの従来技術の解決法は、本発明において見られるような流体力学的に発生される圧力振動の問題を十分に考慮していない。このような開口部はフローの対称性を壊すことができず、一般に、上流部に圧力を発生させる狭窄部をフロー内に形成してしまうため、ロケットエンジンの上部を補強する必要が生じる。
【００４９】
　挿入物による三次元効果は、燃焼期間全体を通して、もしくは、発火時より後の所定の瞬間からのみ、生じ得る。
【００５０】
　第１の例では、挿入物の非軸対称の開口部が、発火した時からフローチャンネル内にある。また、挿入物は、“リジットマー（rigidimer）”複合材料、即ち、リジットで補強されたエラストマー複合材料で形成され得る。
【００５１】
　第２の例では、三次元効果は発火時には生じない。多くの場合、エンジンが作動する間の所定の瞬間の後にのみ圧力振動が現れることが分かっている。従って、挿入物は、発火された後の所定の瞬間が過ぎたところで、つまり、不安定性が現れ始めたときに三次元効果が生じるように使用されてよい。この効果は、燃焼が終わるまで、もしくは、少なくとも不安定性が現れる期間にわたって、存続する。本発明は、三次元効果を一時的に抑制するように、発火時には挿入物に形成された非線対称の開口部を一時的に遮蔽する幾つかの技術を提案している。
【００５２】
　第１の技術は、推進剤の一部分（ワンピース型の推進剤の装填物）もしくはブロック（複数のブロックに分かれた推進剤の装填物）を、ロケットエンジンの挿入物より上流部で使用することである。上流部の部分もしくはブロックは、三次元効果を生じる挿入物の開口部内に全体的に内接された最初の直径を有するフローチャンネルを規定する。かくして、発火時には、下流部に位置された挿入物による三次元効果は生じない。推進剤ブロック内のフローチャンネルの最初の直径は、挿入物の開口部の非軸対称の形を覆い隠している。所定の期間にわたって燃焼が続くと、ブロックが径方向に消耗され、次第に挿入物の開口部の非軸対称の形が明らかにされてくる。従って、三次元効果が生じ、フローに影響を与え始める。
【００５３】
　他の技術では、挿入物の非軸対称の開口部は、発火時に、形状が変化する開口部を有する挿入物を利用して一時的に覆い隠され得る。精密には、本発明に係る挿入物は、発火時には軸対称の形を有しているが、所定の瞬間の後には、燃焼が続くにつれてこれの形状が変化して非軸対称の形を明らかにする。このために、本発明に係る第１の実施形態では、消耗もしくは侵食を制御可能な二重の構成を有する挿入物を有する。図７（Ａ）及び７（Ｂ）は、挿入物がどのように機能するかを示す。図７（Ａ）は、発火時に適した最初の形状を有する挿入物３００を示す。挿入物３００は、異なる材料でできた２つの部分３０２及び３０３から成る（二重の構成の）ディスク３０１を有する。この構成では、挿入物３００は、フローが三次元効果を受けずに流れるように、円形の開口部３０４(即ち軸対称の開口部)を有する。ディスクの部分３０３（破線が引かれている）は、“消耗（ablation）”材料（即ち、分解、溶融、腐食、昇華、もしくは蒸発することによって徐々に破壊されていく材料）でできている。かくして、燃焼中、部分３０３を構成する材料は、例えば燃焼ガスによる化学侵食で、部分３０２を構成する材料よりも早く消耗され、かくして、図７（Ｂ）に示されるような新しい形状を有するようになる。この形状では、挿入物３００の部分３０２のみがそのまま残り、部分３０３は完全に消耗されている。この時点で、ディスク３０１は、この場合には５セグメントを有する星の形の開口部３０５を有するようになり、軸対称の乱流モードが発生されるのを防ぐようにフローに三次元効果を生じる。部分３０３を構成する材料は、三次元効果が必要とされるのと同時に、即ち、軸対称の乱流モードに関連した不安定さが現れるのと同時に開口部３０５が現れるように消耗速度の関数として選択される。開口部の形状が変化しない上述された挿入物と同様に、これらが軸対称でない場合には、最初は部分３０５を部分的に占めているが消耗される部分３０３には様々な形状が考えられる。
【００５４】
　また、燃焼中に変化する挿入物の形状の原則で、非軸対称の開口部の外形は、燃焼中に、挿入物が機械的に制御可能な方法で崩れることによって得られる。このために、挿入物の一部分、つまり、非軸対称の開口部を明らかにするように燃焼中に消耗される必要がある図７の（Ａ）に示された部分３０３は、挿入物の他の部分と比べて薄くされ得る。同様に、部分３０３は、構造をもろくすることによって、例えばこの部分と他の部分との境界線に沿って穴を開けることによって容易に壊れ得るように形成され得る。
【００５５】
　挿入物の、図７（Ａ）に示された部分３０３のような消耗可能な部分を形成するために使用される消耗の速い材料は、例えば、エラストマーの複合タイプの材料で形成され得る。
【００５６】
　より長く所定位置に保持される挿入物もしくは挿入物の一部分のために、補強されたエラストマー、即ち、熱構造“リジットマー”複合タイプの材料を使用してもよい。
【００５７】
　本発明は、本発明が克服しようとする不安定性を生じる固体推進剤エンジンに適合され得る技術を提案しており、この技術は、エンジンの性能を大きく向上させなくても実施され得る。
【００５８】
　図９（Ａ）、（Ｂ）及び（Ｃ）は、本発明の装置がどのように結合されるかの例を示す。
【００５９】
　図９（Ａ）では、ロケットエンジン７０は、単一ブロック７１である推進剤の装填物を有する。この単一ブロックの推進剤の装填物を有するロケットエンジンでは、挿入物７２は、ブロック７１内で結合されている。この場合、挿入物の形状は変化せず、即ち、始めから非軸対称で、発火時からフロー内にあるが推進剤のブロックが径方向に消耗されたのち所定の瞬間に現れてくるような開口部を有し得る。あるいは、挿入物の三次元効果は、上述されたように消耗もしくは制御可能な機械的な破裂によって形状が変化する挿入物を用いて、最初の発火より後の所定の瞬間から生じるようにされ得る。
【００６０】
　図９（Ｂ）は、少なくとも２つのブロック８１及び８２に分かれた推進剤の装填物を有するロケットエンジン８０を示す。このタイプのロケットエンジンでは、挿入物８３は、２つのブロック８１と８２との間のスペース内に配置され得る。挿入物８３の形状は変化せず、推進剤のブロック８１が径方向に消耗されるまで一時的に覆い隠されているとよい。あるいは、挿入物の三次元効果は、上述されたように消耗もしくは制御可能な機械的な破裂によって形状が変化する挿入物を用いて、所定の瞬間の後に生じるようにされてもよい。
【００６１】
　図９（Ｃ）は、複数のブロック９１及び９２に分かれた推進剤の装填物を有するロケットエンジン９０に関連している。少なくとも１つのブロック(この場合はブロック９２)は、これを熱から保護する目的で抑制される。かくして、抑制されるブロック９２は、前面に配置された正面熱保護手段を支持している。本発明の効果的な応用例では、挿入物９３は、熱からの保護（ブロックの抑制）と圧力振動の減少とを同時に果たすように、熱保護手段に代わってブロックの上面に位置され得る。このような応用例では、抑制されるブロックの形状が圧力振動を制御するのに望ましい非軸対称の形状ではないことから次第に形状が変化する挿入物を使用することが好ましい。
【００６２】
　かくして、本発明は、比較的単純で、長手方向の流体力学的な不安定性がフローから排除されることを信頼できる方法で保証する受動的な制御システムを提案している。提案されたシステムは、直接に不安定性の源に、即ち、大きな固体推進剤ロケットエンジン内部で生じる軸対称の乱流の噴出に作用することから、高い信頼性を有する。また、挿入物が装填物内で結合されるのを可能にする様々の技術と、三次元効果を生じさせるために提案された様々の選択肢とにより、比較的容易に既存のエンジンに本発明を応用させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００６３】
【図１】固体推進剤ロケットエンジンの一例の断面図である。
【図２】固体推進剤ロケットエンジン内に発生される軸対称の乱流を示す図である。
【図３】不安定になる可能性がある閉ループシステムのブロック図である。
【図４】本発明の文脈で考えられたシステムで生じる段階を示す、図３に対応した詳細ブロック図である。
【図５】本発明の挿入物の第１の実施形態の正面図である。
【図６】本発明の挿入物の第２の実施形態の正面図である。
【図７】（Ａ）、（Ｂ）は、本発明の第３の実施形態において燃焼する間二重の構成を有する挿入物の形状がどのように変化するのかを示す斜視図である。
【図８】図５に示された本発明の１実施形態の挿入物が取着された固体推進剤ロケットエンジンの断面図である。
【図９】（Ａ）は、一体になった推進剤の装填物を有するロケット内の、本発明に係る構成を有する挿入物の一例を示すロケットエンジンの一部分の軸方向の半分だけの断面図であり、（Ｂ）は、分かれた推進剤の装填物を有するロケット内の、本発明に係る構成を有する挿入物の一例を示すロケットエンジンの一部分の軸方向の半分の断面図であり、（Ｃ）は、分かれた推進剤の装填物を有するロケット内の、本発明に係る構成を有する挿入物の一例を示すロケットエンジンの一部分の軸方向の半分の断面図である。
【符号の説明】
【００６４】
　６１…固体推進剤ロケットエンジン、６２…ボディ、６３…固体推進剤の装填物、１００…挿入物、１０１…開口部。
【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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【図７】
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【図８】
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【図９】
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