(57)【要約】    【課題】  駆動装置ジャケットの領域に補助的な推進剤を取り込むシェル流れ駆動装置を用いて、従来のロケット駆動装置の能力を持続的に増大させること、並びにそのための方法を実施する装置をもたらすこと。    【解決手段】  駆動装置ジャケットの範囲へ補助推進剤を、駆動装置冷却のための要素を介して供給し、その際、燃料もオキしデータも噴入される。更にこの補助推進剤は同時に遅延空気の冷却のための冷却媒体として用いられる。シェル流れ駆動装置を有し駆動装置ジャケットの範囲へ推進剤を噴射するための要素並びに冷却装置を装備したロケットから構成される装置において、上記冷却装置が、少なくとも１つの冷却通路（８，１２）を備え且つ推進剤のための出口開口を駆動装置ジャケットの範囲に備えている開いたシステムとして形成されている。【選択図】    図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
駆動装置ジャケットの領域に補助的な推進剤を取り込むシェル流れ駆動装置を用いてロケットの推進力を増大するための方法において、
駆動装置を冷却するための要素（８，１２）を介して補助推進剤を供給することを特徴とする方法。
【請求項２】
推進剤が燃料とオキシデータから生じる請求項１に係る方法において、補助燃料を噴射することを特徴とする方法。
【請求項３】
推進剤が燃料とオキシデータから生じる請求項１に係る方法において、補助オキシデータを噴射することを特徴とする方法。
【請求項４】
補助燃料も補助オキシデータも噴射することを特徴とする請求項２又は３に記載の方法。
【請求項５】
遅延した空気を冷却するための冷却媒体を用いることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項６】
冷却がフィルム冷却として形成されていることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の方法。
【請求項７】
冷却が噴出冷却として形成されていることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の方法。
【請求項８】
請求項１〜７のいずれか一項に記載の方法を実施するための装置にして、シェル流れ駆動装置を有し駆動装置ジャケットの範囲へ推進剤を噴射するための要素並びに冷却装置を装備したロケットから構成される装置において、
上記冷却装置が、少なくとも１つの冷却通路（８，１２）を備え推進剤によって衝撃を与えられ得る開いたシステムとして形成されており、上記冷却通路は推進剤のための出口開口（９）を駆動装置ジャケット（３）の範囲に備えていることを特徴とする装置。
【請求項９】
ロケットノズル（２）の壁部が互いに接して位置する冷却通路（８）から構成され、それら冷却通路の端部がノズル出口でシェル構造に直接移行することを特徴とする請求項８に記載の装置。
【請求項１０】
冷却通路（８）の狭窄部が出口に備えられていることを特徴とする請求項８に記載の装置。
【請求項１１】
冷却通路（８）の出口端部がピンホール開口（１０）として形成されていることを特徴とする請求項１０に記載の装置。
【請求項１２】
冷却通路（８）の出口端部が収束形成されたノズルとして形成されていることを特徴とする請求項１０に記載の装置。
【請求項１３】
冷却通路（８）の出口端部が収束し拡散して形成されたノズル（１１）として形成されていることを特徴とする請求項９に記載の装置。
【請求項１４】
冷却通路（１２）の出口端部が流れ方向に対し垂直に配されていることを特徴とする請求項８〜１３のいずれか一項に記載の装置。
【請求項１５】
冷却通路（８）の出口端部がスプレー要素によって形成されていることを特徴とする請求項８〜１４のいずれか一項に記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、シェル流れの駆動装置（Mantelstromtriebwerk，補助推進剤を駆動装置ジャケットの範囲に取り込むようになっている）を用いてロケットの推進力を増加するための方法に関するものである。更に本発明は、そのような方法を実施するための装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来のロケット駆動機構として高い固有インパルス（Impuls）を有する空間搬送システムのための駆動機構原理について相当な関心が世界中に存在する。この目的を達成する可能性は、空気吸い込みの駆動機構、とりわけ所謂ラムジェットやスクラムジェットを使用することにある（これまではラムジェットのみが特記すべき適用資格を得ている）。しかしながら同時に所謂シェル流れロケット乃至エジェクターロケット（英語ではしばしばshrouded rockets, ejector rockets又はram rocketsと称される）の原理にも強い関心が起きている。そのような駆動機構に関する従来技術は基本的には次の非特許文献から得ることができる：
【０００３】
【非特許文献１】L.Addy著「Supersonic ejector-diffuser theory and experiments（超音速エゼクター・ディフューザー理論と実験）」Mechanical and Industrial Engineering Department，University of Illinois at Urbana Champaign，１９８１年
【非特許文献２】J.C.Dutton著「Limitation of ejector performance due to exit choking（出口絞りのためのエゼクター性能の限界）」Journal of Fluids Engineering，１９８８年３月、１１０巻
【非特許文献３】W.J.D.Escher著「A retrospective on early cryogenic primary rocket subsystem designs as integrated into rocket-based combined cycle engines（ロケットベースの組み合わせサイクルエンジンへ一体化する早期低温一次ロケットサブシステム構成に関する回顧）」AIAA，１９９３年
【非特許文献４】W.J.D.Escher著「The seven operating modes of the supercharged ejector scramjet combined-cycle engine（過給エゼクタースクラムジェット組み合わせサイクルエンジンの７回の作動モード）」３７回AIAA/ASME/SAE/ASEE ジョイント推進会議、ユタ、２００１年
【非特許文献５】R.W.Foster著「Studies of an extensively axisymmetric rocket based combined-cycle engine powered SSTO vehicle（広範囲に線対称なロケットベースの組み合わせサイクルエンジン作動のSSTO車両の研究）」２５回AIAA/ASME/SAE/ASEE ジョイント推進会議、モンテリー、１９８９年
【非特許文献６】H.Immich著「Experimental investigation of the thrust enhancement potential of ejector rockets（エゼクターロケットのスラスト強化可能性の実験的調査）」３３回AIAA/ASME/SAE/ASEE ジョイント推進会議、シアトル、１９９７年
【非特許文献７】W.Nuedling著「Untersuchungen ueber die optimale Auslegung eines Rakettentriebwerkes mit Luftzumischung und Nachverbrennung（空気混合と後燃焼を伴うロケット駆動装置の最適設計に関する調査）」学位論文、TH ダルムシュタット、１９７０年
【非特許文献８】N.Voss著「Ueber ein Verfahren zur Berechnung der Mischungs- und Verbrennungsvorgaenge in einem Raketentriebwerk mit Luftzumischung（空気混合を伴うロケット駆動装置における混合・燃焼プロセスの算定のための方法に関して）」学位論文、TU ミュンヘン、１９７２年
【０００４】
そのようなシェル流れロケットの作動様式は、次のように要約される：停止運転において、即ち、飛行速度がゼロに等しい場合、従来のロケット駆動装置（一次駆動装置）の排ガス噴射（シェル構造内に流れ込む）によって、周辺空気の流れがシェル内に誘導させられる。ゼロより大きな飛行速度の場合、この誘導に付加して、更に飛行体の動きのために、周辺空気がシェル内を流れる。飛行速度が音速を超えると、シェル内の空気の流れは圧縮衝撃（Verdichtungsstoesse）によって遅くなって、滞留ジェット乃至ラムジェットの原理が用いられる。飛行速度がマッハ６より大きくなると、所謂スクラムジェット態様への移行が起こり、シェル内の空気がもはや音速以下にまで遅くなる。
【０００５】
シェル構造内への周辺空気の流入は固有インパルスに対する２つの基本的な利点を有する。一つには、Ｈ２／Ｏ２ロケット駆動装置にとって典型的な燃料なしの排ガス噴射がシェル内で後燃焼（遅延燃焼）され得ることであり、他の一つは別の燃料が供給され周辺空気と共に燃焼され得ることである。燃焼に要する酸素は、これによってキャリアにより運ばれる必要がなく、じかに周辺空気から取り出され得る。それ故、この種の公知駆動装置の場合、推進力増大のためにシェルにおける特別な噴射要素を介して補助推進剤を供給することが既に提案されている。
【０００６】
従来のロケット駆動装置を冷却するために、しばしば、この目的のため効果的な冷却法とみなされている再生式冷却が用いられる。この冷却の場合、開いた再生冷却循環と閉じた再生冷却循環の間で区別されている（開いた循環はまた概念「ダンプクーリング」として知られている）。当該冷却の場合、冷却媒体が燃焼室ヘッドで入り、冷却通路を貫流して、ノズル端部で直接、自由な環境（駆動装置の排ガス流に対して平行）へ出る。この手順は確かに、冷却媒体が基本的に推進力発生のために寄与せず、固有のインパルスを低く保持する欠点を有する。それに反して、閉じた循環の場合、自由に用いることができる冷却物質流れ（クールマスフロー）が設計パラメータ、例えば推進力によって限定されるという問題を生じる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明の課題は、従来のロケット駆動装置の能力を持続的に増大させることができる冒頭に述べた様式の方法を創成することにある。更に、そのような方法を実施するための装置をもたらすことが本発明の課題である。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明は上記課題を、シェル流れの駆動装置内において補助的な推進剤が一次駆動装置の冷却装置に由来する要素を介して供給されることによって解決する。
本発明に係る方法を実施するために、冷却媒体が冷却面を通った後に一次ロケット燃焼室に導かれず、それ故に一次燃焼室におけるエネルギー発生のために寄与しない全ての冷却装置が適している。その際、冷却媒体はとりわけ燃料自体によって形成される。しかしながら、本発明に係る方法の範囲において、同様にオキシデータ（Oxydator）を冷却媒体として用いることも可能である。この場合、燃料は補助装置を通って噴射される。
【０００９】
本方法を実施するための装置は、請求項８の特徴的構成で解決される。
本発明に係る方法を実施するにあたり、シェル流れロケットのロケット駆動装置のための開いた循環を有した冷却方法が用いられる。その際、ロケット駆動装置から流れ出る液状乃至ガス状の冷却媒体がシェル構造内に流れ込み、そこで後燃焼の際に利用される。これによって冷却物質の流れはもはやもっぱらロケット駆動装置の作動条件に依存することはなく、固有のインパルスを阻害することなく、はっきりと高い冷却物質の流れが達成可能である。その結果、ロケット駆動装置内で根本的に高めの燃焼室圧力が実現し、著しく推進力が増大した駆動装置となる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
以下に本発明を図面に示した実施例により詳細に説明する。
図１に断面図として示されたシェル流れロケットは、第１駆動装置（エンジン）のための再生式冷却器を装備している。再生式冷却器は循環冷却器若しくは強制冷却器とも称される。上記ロケットは従来のロケット駆動装置（第１駆動装置）２を備えた飛行体１から成り、その吐出範囲はシェル３によって取り囲まれ、シェル自体は周囲空気のための入口４を有している。一方で図面には排ガス噴射５が示され、当該排ガス噴射５の周囲空気との混合域の境界６，７が示されている。ロケットノズルの内壁は互いに接して位置する冷却通路８，１２から形成される。これら冷却通路は以下に詳細に説明される。
【００１１】
ロケットノズル内壁からシェル通路構造への冷却媒体の送り込みは、図２〜５に具体的に示された様々なやり方で行われ得る。最も簡単なバリエーションは図２に示されるように、ノズル出口９で冷却通路８の端部がシェル構造３へ直接移行するものである。
【００１２】
冷却媒体が沸騰し始めるのを避けるために、冷却通路内の液圧を高めるのが都合良い。これは、出口で流れ通路が狭まることによって、例えば単純なピンホール開口、図３に示すような収束して形成されたノズル１０によって、又は図４に示すような収束し拡散して形成されたノズル（Laval-Duese）１１によって実現可能である。
【００１３】
オリフィスやノズルの代わりに、相応する設計によって例えば噴霧円錐の開き角が大きく周辺空気とのより好都合な混合を可能とする渦巻き要素若しくはスプレー要素を使用することもできる。更にフィルム冷却や噴出冷却のような冷却方法も適用され得る。
【００１４】
そのような空気吸い込み駆動装置の効率をできる限り広域の飛行速度範囲にわたって有利に構成するために、遅らせた空気を冷やすことが更に好適である。この冷却は冷却媒体自体によって行われ得る。このために、冷却媒体が流れ方向に対し垂直に流れ出る、若しくは図５で最後に示されているように、流れ方向に対し垂直に向いている通路１２から軸方向に流れ出る場合が有利である。
【００１５】
これら全ての場合において、シェルにおける補助燃焼のための燃料供給及び／又はオキシデータ供給が前もってロケット駆動装置ジャケットを冷却目的のために流れ過ぎ、それで２倍で推進力増加に寄与した。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】シェル流れロケットの断面図である。
【図２】冷却装置を介した燃料供給の一つの詳細を示す図である。
【図３】冷却装置を介した燃料供給のより詳細を示す図である。
【図４】図３に対応する燃料供給の別の詳細を示す図である。
【図５】図２に対応する燃料供給の別の詳細を示す図である。
【符号の説明】
【００１７】
２    駆動装置
３    ジャケット
８，１２    冷却通路
９    出口開口
１１    ノズル
【図１】
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【図２】
2004360679.tif 000004
【図３】
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【図４】
2004360679.tif 000006
【図５】
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