(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
膨張ノズル部（５）と燃焼室壁（３）とを備え、該燃焼室壁（３）に噴射ヘッド（７）が取付けられており、前記燃焼室壁（３）のうちの前記噴射ヘッド（７）に近接した部分によって予備燃焼室壁（１７）が形成されており、燃焼させるために供給される推進剤が前記予備燃焼室壁（１７）の中で一旦は冷却膜層を形成するようにしてあり、前記予備燃焼室壁（１７）の外面の少なくとも一部領域に伝熱性に優れた材料から成る熱伝導層（４０）が設けられている、推力室構造（１）において、
前記熱伝導層（４０）が更に、前記噴射ヘッド（７）の円筒形端部（２７）の外面の少なくとも一部領域にも設けられており、該円筒形端部の該一部領域が、前記予備燃焼室壁（１７）に連なる領域であることを特徴とする推力室構造。
【請求項２】
前記熱伝導層（４０）が金属材料で形成されていることを特徴とする請求項１記載の推力室構造。
【請求項３】
前記熱伝導層（４０）が銅で形成されていることを特徴とする請求項２記載の推力室構造。
【請求項４】
前記熱伝導層（４０）が電気めっきにより形成されていることを特徴とする請求項３記載の推力室構造。
【請求項５】
前記熱伝導層（４０）が０．１ｍｍ〜１．０ｍｍの範囲内の厚さに形成されていることを特徴とする請求項４記載の推力室構造。
【請求項６】
前記熱伝導層（４０）がベリリウムまたはベリリウム合金で形成されていることを特徴とする請求項２記載の推力室構造。
【請求項７】
前記熱伝導層（４０）がセラミック材料で形成されていることを特徴とする請求項１記載の推力室構造。
【請求項８】
前記熱伝導層（４０）が、締りばめによって、またはクランプを用いて、前記予備燃焼室壁（１７）の外面に固定されていることを特徴とする請求項１乃至７の何れか１項記載の推力室構造。
【請求項９】
前記熱伝導層（４０）が更に、前記噴射ヘッド（７）の円筒形端部（２７）の外面の領域にも固定されていることを特徴とする請求項８記載の推力室構造。
【請求項１０】
前記予備燃焼室壁（１７）の内面の少なくとも一部領域と、前記予備燃焼室壁（１７）の前記噴射ヘッド（７）に接合する側の端面と、前記予備燃焼室壁（１７）の外面の少なくとも一部領域とに、耐酸化防護層が設けられていることを特徴とする請求項１乃至９の何れか１項記載の推力室構造。
【請求項１１】
前記耐酸化防護層が白金または金で形成されていることを特徴とする請求項１０記載の推力室構造。
【請求項１２】
前記耐酸化防護層が電気めっきにより形成されていることを特徴とする請求項１１記載の推力室構造。
【請求項１３】
前記熱伝導層（４０）へ放散される熱が、熱伝導部材（６１ａ、６１ｂ、６２）を介して、人工衛星システムの別の領域（４０、６３）へ伝達され、その伝達先の領域を予熱するように構成されていることを特徴とする請求項１乃至１２の何れか１項記載の推力室構造。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
本発明は、宇宙ロケットエンジンの推力室構造に関し、特に、人工衛星の姿勢制御などに用いられる宇宙ロケットエンジンの推力室構造に関する。
【０００２】
宇宙ロケットエンジンは燃料の噴射ヘッドを備えており、この噴射ヘッドから推力室へ、燃料及び酸化剤を噴射する。このとき、予備燃焼室の内壁面に、燃料と酸化剤とが混合した膜層が形成され、この膜層は、エンジンの作動中に、燃料と酸化剤を混合する混合調製室の壁が過熱するのを防止する役割を果たし、約０．５ｍｍ程度の一定の厚さを維持するようにしている。しかしながら実際には、この膜層が一次的に不安定になることがあり、そうなると、予備燃焼室壁の温度が上昇して、その強度が低下するおそれがある。
【０００３】
特に、燃焼室の中へ噴射される可燃材料、即ち燃料及び酸化剤の時間当たり噴射量が非常に少なくなると、定常燃焼状態ではなく、断続燃焼（パルス燃焼）状態となるために、この冷却膜層が不安定になることが判明している。そして、このような限界状況にある冷却膜層は、ノズルの断面積が最小になる喉部が非常な高温となり、その高温の喉部から熱が流れてくることによって気化してしまう。
【０００４】
ロケットエンジンに発生する高温に対処することを課題とした従来技術文献が幾つか存在している。
【０００５】
米国特許ＵＳ３，７１９，０４６号公報には、周囲を囲繞するようにして伝熱部材を装備したロケットエンジンの燃焼室が開示されており、その伝熱部材は、液体を含浸させた灯心状の材料が内部に充填されており、燃焼室の表面に密接するように配設されている。燃焼室から熱が伝達されると含浸している液体が気化し、その蒸気が熱交換器へ流れて行き、そこで凝縮する。そして、凝縮した液体は、灯心状の材料へ還流して含浸する。
【０００６】
国際特許ＷＯ９６／２５５９６号公報には、ロジウム、イリジウム、またはロジウム−イリジウム合金から成る内面被覆層を備えたロケットエンジンの燃焼室が開示されており、その内面被覆層は、耐熱性と、未燃焼の推進剤成分による腐蝕に耐えるための耐腐蝕性とを有するものである。
【０００８】
従って本発明の目的は、人工衛星などに用いるエンジンの燃焼室の内面の、噴射ヘッドに近接した領域に、噴射ヘッドから供給される推進剤により形成される膜層が、安定した一様な膜層として確実に形成されるように、推力室構造を構成することにある。
【０００９】
上記目的は、請求項１に記載した構成要件によって達成される。また、従属請求項は、本発明の実施の形態に係る特徴を含むものである。
【００１０】
本発明に係る課題を解決するための手段によれば、既存の推力室の構造を略々そのまま踏襲しつつ、それに僅かな改造を施すだけで、優れた作動信頼性を達成できるという利点が得られる。
【００１１】
以下に添付図面を参照しつつ、本発明について更に詳細に説明して行く。図１は噴射ヘッドと推力室とを備えた人工衛星用エンジンの構造を示した縦断面図、図２は冗長性を有する２基のエンジンを示した図であり、それらエンジンは夫々に推力室を備え、また、推力室内の熱エネルギを利用するためのいくつかの装置を備えたものである。
【００１２】
図１に示した推力室構造１は、燃焼室壁３を有する燃焼室２と、燃焼室壁３に連なった膨張ノズル部５と、燃焼室壁３の開放端に取付けられた噴射ヘッド７とを備えており、この噴射ヘッド７は、フランジ部材８を介して人工衛星（不図示）に固定されている。フランジ部材８の内部に、推力室構造１の燃料遮断弁が収容されている。推力室構造１は本質的に長手方向軸１０回りに略々回転対称形状に形成されている。
【００１３】
噴射ヘッド７は、少なくとも１本の燃料供給用の供給通路１１と、少なくとも１本の酸化剤供給用の供給通路１２とを備えている。燃料として一般的に用いられるのは、非対称ヒドラジン（ＭＭＨ）などであり、また、酸化剤としては、例えば四酸化二窒素（Ｎ2Ｏ4）などが用いられる。供給通路１１、１２の末端は噴射ヘッド７の内部の２個の構成部材１３、１４に連通している。噴射ヘッド７においては、推進剤に回転運動が付与され、推進剤は、円錐形の旋回噴流の形態で燃焼室壁３へ噴き付けられる。
【００１４】
燃焼室壁３のうちの噴射ヘッド７に近接した部分によって予備燃焼室壁１７が形成されており、この予備燃焼室壁１７の内面によって混合調製室１９が画成されている。また、噴射ヘッド７とは反対側の燃焼室壁３の端部２１は、その内面によって、ノズルの断面積が最小になる推力室構造１及び膨張ノズル部５間の移行部（喉部）２２が画成されている。
【００１５】
予備燃焼室壁１７の材料として一般的に用いられるのは、クロム−ニッケル−モリブデン合金鋼であり、この材料で形成した予備燃焼室壁１７は２００℃〜８００℃の温度範囲内で、約１０バールまでの内圧に耐えることができる。クロム−ニッケル−モリブデン合金鋼は、耐熱性に優れるという特徴を有し、そのため僅かな摩耗しか発生しない。しかしながらこの種の合金鋼は、高温ガスによって腐蝕しやすい。
【００１６】
燃焼室壁３と、噴射ヘッド７の円筒形端部２７とは、一方が他方に重なって両者を嵌合して接合する。噴射ヘッド７の円筒形端部２７は燃焼室壁３を部分的に包囲する。円筒形端部２７は、溶接部２９において、予備燃焼室壁１７の、対応する溶接位置２９ａに接合されている。更に、燃焼室壁３は、互いに異なった材料から成る２つの部材を軸心方向に接合して構成されている。２つの部材のうち、１つは予備燃焼室壁１７であり、他は燃焼室壁３の第２部分３１である。予備燃焼室壁１７は、溶接位置３３において、第２部分３１に溶接されている。
【００１７】
推力室構造１は、その燃焼室壁３の外面の少なくとも一部領域に、熱伝導層４０を設けるようにしている。更に、同様の熱伝導層４０を、噴射ヘッド７の円筒形端部２７の外面の少なくとも一部領域にも設けるようにしてもよい。熱伝導層４０を、燃焼室壁３の外面に加えて、円筒形端部２７の外面にも設けるようにすれば、それら外面の間の境界に、軸心方向の段差が発生せずに、滑らかな外面が得られる。また特に、熱伝導層４０を円筒形の被覆部材として形成し、その被覆部材を、円筒形端部２７の少なくとも一部と燃焼室壁３の少なくとも一部とを囲繞するように装着してもよい。尚、予備燃焼室壁１７の外面の被覆された領域では、燃焼室壁３の外面の被覆されていない領域と比べて、その外径が大きくなっている。
【００１８】
熱伝導層４０は、熱伝導材料を主材料とするものである。一般的に用いられる材料としては、金属材料、合金材料、それにセラミック材料などがある。また、熱伝導層４０を形成するための特に好ましい材料としては、銅、ベリリウム、銅合金、それにベリリウム合金などがある。更には、熱伝導層４０を、金や銀などの材料で形成することも可能である。熱伝導層４０は、燃焼室壁３に隣接した外面の少なくとも一部領域に形成することが好ましい。
【００１９】
予備燃焼室壁１７の一部領域に、白金または金の被覆層を設けるようにしてもよい。特にこのような被覆層を、噴射ヘッド７の円筒形端部２７とこの円筒形端部２７が外側に嵌合された予備燃焼室壁１７の端部との間の境界領域、予備燃焼室壁１７と噴射ヘッド７の構成部品１４との間の境界領域、それに、予備燃焼室壁１７の中心軸１０の方を向いた内壁の少なくとも一部領域とに設けることが好ましい。これらの白金または金の被覆層４１は、予備燃焼室壁１７が酸化されるのを防止する耐酸化防護層として機能するものである。
【００２０】
本発明に係る熱伝導層４０により、燃焼室壁３又は予備燃焼室壁１７が強制冷却される。推力室構造１のうちで最も温度が高くなる領域は、ノズルの断面積が最小になる喉部２２であるが、この強制冷却によって、最も温度が高くなる喉部２２から、この推力室構造１の喉部２２の周辺の部分へ、また特に噴射ヘッド７へ、熱が流れる。そして、その熱の一部が、噴射ヘッド７を通過して流れる推進剤へ伝達される。また、残りの熱は、熱放射によって宇宙空間へ発散される。以上によって、予備燃焼室壁１７の内面の温度が低減される。可燃材料は供給通路１１、１２を通って混合予備燃焼室１９へ供給される。これらの材料は、供給通路１、１２の整列位置合わせ及びこれらの材料に供給されている圧力により、予備燃焼室壁１７の内側に沿って旋回動作を行う。これにより冷却膜層が形成される。そして、熱伝導層４０を設けてあるため、エンジンが断続燃焼状態にあるときであっても、冷却膜層が形成される領域の温度を比較的低温に維持され、それによって、冷却膜層をしばらくの間、気化させずにおくことが可能となっている。これは、冷却膜層が安定性を有するものとなるということである。熱伝導層４０の厚さ及び形成位置は、予備燃焼室壁１７の材料、燃焼室壁３を構成している予備燃焼室壁１７以外の部分の材料、それに、噴射ヘッド７の材料として、いかなる材料を使用するかに応じて、冷却膜層が形成される領域の温度が望ましい温度になるように適宜選択すればよい。
【００２１】
熱伝導層４０は、電気めっきによって形成することが好ましい。また、噴射ヘッド７の円筒形端部２７の外面や、予備燃焼室壁１７の外面に熱伝導層４０を設ける場合、熱伝導層４０の厚さは、０．１ｍｍ〜１．０ｍｍの範囲内の厚さとすることが好ましい。
【００２２】
少なくとも予備燃焼室壁１７の外面に熱伝導層４０を設ける場合や、噴射ヘッド７の円筒形端部２７の外面にも併せて熱伝導層４０を設ける場合などには、その熱伝導層を４０を、締りばめによって、またはクランプ（clamps）を用いて、固定するようにしてもよい。
【００２３】
また更に、熱伝導層４０を設けると共に、熱伝導性パイプや銅製伝熱ワイヤ部材を併用して、人工衛星のその他の部分へ熱を移動させることで、熱を好適に伝導させるようにするのもよい。また、それによって、人工衛星に装備しなければならない熱回路の総数を低減させることができる。
【００２４】
エンジンの作動中に推力室で発生する熱エネルギを利用するための構造を図２に示した。図２の構造の構成要素のうち、図１の構造の構成要素と、構造及び機能において対応している構成要素には、図１の対応する構成要素に付した参照符号と同じ参照符号を付してある。
【００２５】
図２には、第１エンジン５１及び第２エンジン５２が示されている。これら２基の冗長性を有するエンジン５１、５２は、例えば１６基のエンジンから成るエンジン・システムのうちの２基のエンジンである。これら２基のエンジン５１、５２は互いに冗長性を有する関係にあり、即ち、通常の運転状況では、第１エンジン５１が作動状態に設定され、第２エンジン５２が非作動状態に設定されている。図２に示した第１エンジン５１及び第２エンジン５２は、図中に模式的に示した推進剤遮断弁を、夫々２個ずつ（即ち、第１エンジン５１では５４及び５５、第２エンジンでは５６及び５７）備えており、それら２個ずつの推進剤遮断弁は、夫々弁胴５８、５９を介して１つの推力室１に構造的に連結され、また機能的に接続されている。各々の弁胴５８、５９には、噴射ヘッド７に連通している供給通路（不図示）が形成されている。噴射ヘッド７は、フランジ部材８を介して人工衛星に固定されている。また、図１に示した構造と同様に、フランジ部材８には推力室１が連結されている。そして、噴射ヘッド７の円筒形端部２７の外面の少なくとも一部領域と、予備燃焼室壁１７の外面の少なくとも一部領域とを含む範囲に亘って、熱伝導層４０が設けられている。
【００２６】
図２の構造においては、その熱伝導層４０に、第１伝熱部材６１ａ及び第２伝熱部材６１ｂが取付けられている。それら伝熱部材６１ａ及び６１ｂを熱伝導層４０に取付ける手段としては、弾発力を利用したクランプや止め輪(clip connection)６２などの一般的な連結部材を使用すればよい。ただし、それらを連結するための連結部を、熱伝導層４０を電気めっきによって形成する際に、その熱伝導層４０と一体に形成するようにしてもよい。その場合には、熱伝導層４０に適当な突起(handle)を形成して、その突起の一端に伝熱部材６１ａ、６１ｂを取付けられるようにしておけばよい。第１伝熱部材６１ａは、第１エンジン５１の熱伝導層４０を熱消費機器６３に接続しており、この熱消費機器６３は、人工衛星の構成機器であって、熱を必要とするためにヒータ回路を装備した機器である。また、第２伝熱部材６１ｂは、第１エンジン５１の熱伝導層４０を第２エンジン５２の熱伝導層４０に接続している。尚、ここでは、伝熱部材６１ａ、６１ｂによって、１つの熱伝導層４０を、１台の熱消費機器６３と、別の１つの熱伝導層４０とに接続しているが、これは具体的な一例を提示したにすぎない。従って、１つの熱伝導層４０を、その他の複数の熱伝導層４０に接続し、或いは、複数台の熱消費機器６３に接続することで、それらへ熱を伝達できるような構成としてもよい。図２に示した熱消費機器６３はヒータ回路６４を備えており、このヒータ回路６４は、人工衛星等の宇宙航行機の、様々な機能装置や構造部分を加熱するために装備されているものである。また、この第１伝熱部材６１ａには、伝熱面を備えた連結部６５が設けられている。この連結部６５は、クランプやねじなどで構成することができる。連結部６５は第１伝熱部材６１ａを熱消費機器６３に接続し、熱伝導ワイヤ（第１伝熱部材）６１ａを介して熱消費機器６３に熱エネルギを伝達する。
【００２７】
例えば第１エンジン５１が作動状態にあるときには、通常、その熱伝導層４０の温度は、１００℃〜３００℃の温度範囲内にまで上昇する。図２の構造では、第２エンジン５２は冗長性を有するエンジンの立場に置かれているため、第１エンジン５１が機能し得る間は、非作動状態に設定されている。そして、第１エンジン５１に故障が発生したならば、それに対応した制御信号が発せられることにより、第２エンジン５２が作動状態に設定される。このエンジン切換が行われたときには、その切換と同時に、第２エンジン５２が機能し得るようでなければならない。そのためには、第２エンジンを始動する時点で、この第２エンジンの液体収容部分の温度が、０℃〜４０℃の温度範囲内にあることが望まれる。そして、エンジンの液体収容部分の温度をこの温度範囲内にするために、エンジン５１、５２の該当部分には、熱回路が装備されている。
【００２８】
一方、本発明を採用した場合には、作動状態にある第１エンジン５１の推力室１で発生して、第１熱伝導層４０に蓄積される熱エネルギを、第１伝熱部材６１ａを介して熱消費機器６３へ供給し、また、第２伝熱部材６１ｂを介して第２エンジン５２の熱伝導層４０へ供給することができ、これらによって直接的な熱の供給を行うことができる。そして、熱消費機器６３へ供給された熱量は、この熱消費機器６３を構成している各種装置を温め、また、エンジン５１または５２の全体のうち、熱消費機器６３の近傍に位置している部分を温める機能を果たす。また、第１エンジン５１の推力室１から熱伝導層４０へ熱量が放散されることによって、その熱量が伝熱部材６１ｂを介して第２エンジン５２の熱伝導層４０へ伝達され、第２エンジン５２の熱伝導層４０を温める。宇宙航行エンジンの構成部材の温度は、予熱のための手段を講じてない場合には、宇宙空間への熱放射によって−４０℃にまで低下することがある。多くの機器は、これほどの低温では適切に動作することができず、従って本発明は、エンジンを確実に、作動可能な状態に維持するのに役立つものである。
【００２９】
作動状態にあるエンジン（５１または５２）の推力室１で発生する熱エネルギを、以上のようにして利用することにより得られる利点としては、熱消費機器６３を介して、或いは、本発明に係る熱伝導層４０への直接的な接続によって、非作動状態のエンジンの予熱を行えることから、エンジンの予熱のために余分なエネルギ消費をすることが全くない、或いは殆どないということがある。そしてこのようにエンジンの予熱を行うことで、エンジン切換時における動作信頼性を大いに高めることができる。そして、図２に示した本発明に係る構造を用いて、以上の方式でエンジンの予熱を行う場合には、人工衛星の熱制御系から全く或いは殆どエネルギを供給する必要がない。
【００３０】
一般的に、以上のようにして熱伝導層４０から取出す熱エネルギは、人工衛星のその他の熱消費デバイスにおいても利用することができ、例えば、燃料供給系などを予熱するために利用することも可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】  噴射ヘッドと推力室とを備えた人工衛星用エンジンの構造を示した縦断面図である。
【図２】  夫々に推力室を備え、また、推力室内の熱エネルギを利用するための構造を備えた、冗長性を有する２基のエンジンを示した図である。
【図１】
0004472225.tif 000002
【図２】
0004472225.tif 000003