(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼室とノズルとから成るエンジンの壁部に冷却ジャケットが配設され、前記冷却ジャケットに推進剤を流して冷却する再生冷却式エンジンと、冷却ガスを備蓄する冷却ガス備蓄手段と、該冷却ガス備蓄手段と前記冷却ジャケットとを結ぶ冷却ガス供給管路と、を備え、前記燃焼室が燃焼終了後における高温時には、前記冷却ジャケットに前記冷却ガス備蓄手段から前記冷却ガス供給管路を介してその備蓄した冷却ガスを供給し、該冷却ガスによって前記燃焼室を冷却するように構成されていることを特徴とする液体ロケットエンジンシステムの冷却構成。
【請求項２】
上記液体ロケットエンジンシステムは、ガス備蓄手段に備蓄した押出しガスの圧力によって推進剤タンク内の推進剤を押し出して上記燃焼室に供給するガス押し方式の推進剤供給系を備えるものであって、上記冷却ガス備蓄手段は、前記推進剤供給系のガス備蓄装置であり、上記冷却ガスは前記推進剤供給系の押出しガスであることを特徴とする請求項１に記載の液体ロケットエンジンシステムの冷却構成。
【請求項３】
上記液体ロケットエンジンシステムは、ガス備蓄手段に備蓄した押出しガスの圧力によって推進剤タンク内の推進剤を押し出して上記燃焼室に供給するガス押し方式の推進剤供給系を備えるものであって、上記冷却ガス備蓄手段は、前記推進剤供給系の推進剤タンクであって、上記冷却ガス供給管路は前記推進剤タンクと上記冷却ジャケットを結んで配管され、前記推進剤タンクに供給されて推進剤を押し出した後に前記推進剤タンク内に残存する押出しガスが前記冷却ガス供給管路を介して前記冷却ジャケットに供給されるように構成されていることを特徴とする請求項１に記載の液体ロケットエンジンシステムの冷却構成。
【請求項４】
上記液体ロケットエンジンシステムは、大気圏に再突入する機体に備えられたものであり、前記機体の大気圏再突入時に上記冷却ジャケットに上記冷却ガスを供給し、空力加熱による上記エンジンへの熱入力時に前記燃焼室を冷却することを特徴とする請求項１，２又は３に記載の冷却構成を備える液体ロケットエンジンシステムの冷却方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、人工衛星を地球周回軌道等に投入するロケット等に用いられる液体ロケットエンジンシステムの冷却構成に関し、詳しくは、燃焼室とノズルとから成るエンジンの壁部に冷却ジャケットが配設され、この冷却ジャケットに推進剤を流して冷却する再生冷却式エンジンの冷却構成及びその冷却方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、人工衛星を地球周回軌道等に投入するロケット等に用いられる液体ロケットエンジンシステムとして、再生冷却式エンジンが知られている。
【０００３】
再生冷却式エンジンは、燃焼室とノズルとから成るエンジンの壁部に冷却ジャケットが配設され、この冷却ジャケットに推進剤を流して冷却するように構成される。
【０００４】
ところで、近時、開発が進められている宇宙と地上の間を往復して再利用可能な宇宙機では、大気圏へ再突入する帰還の際に、大気との摩擦による空力加熱等の外部入熱を受ける。
【０００５】
宇宙機は、通常少なくともエンジンのノズルが機体の外部に突出して設けられるが、この突出するエンジンが大気圏への再突入時に空力加熱に曝されて高温化する。特に、地上に帰還する際にはエンジンを駆動して軌道を変更して大気圏へ再突入するが、エンジンの駆動停止後の燃焼室にはソークバックと呼ばれる温度上昇が生じ、このソークバックによる温度上昇に空力加熱が加わるため、過熱して破損に至る虞を有する。
【０００６】
このような大気圏再突入時におけるエンジンの過熱を回避するには、図４（Ａ）に示すように機体１の外部に突出するエンジン２を覆う遮蔽板３を配設したり、（Ｂ）に示すようにエンジン２の主要部分を機体１の内部に配置して空力加熱の入力を防ぐ構成が考えられている。また、アクティブな方式としてはエンジン周りにガスを強制送風するものがある。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、遮蔽板を配設する構成は、重量の増大を招来するため重量に対する要求が厳しい宇宙機に採用することは難しく、また、エンジンの主要部分を機体内に配設する構成は、機体に大きな熱容量が必要であって小型の機体には採用できないという問題がある。
【０００８】
更に、ガスを強制送風するものでは、宇宙機全体のシステムが複雑となり、重量の増加及びシステムの信頼性の低下を招来するという問題がある。
【０００９】
本発明は、上記問題に鑑みてなされたものであって、小型の機体でエンジンが外部に突出するように構成された宇宙・地上間を往復するの宇宙機において、簡単な構成で空力過熱の作用によってもエンジンの過熱を防ぐことのできる液体ロケットエンジンシステムの冷却構成及びその冷却方法を提供することを目的とする。
【００１０】
【課題を解決する為の手段】
上記目的を達成する本発明の液体ロケットエンジンシステムは、燃焼室とノズルとから成るエンジンの壁部に冷却ジャケットが配設され、前記冷却ジャケットに推進剤を流して冷却する再生冷却式エンジンと、冷却ガスを備蓄する冷却ガス備蓄手段と、該冷却ガス備蓄手段と前記冷却ジャケットとを結ぶ冷却ガス供給管路と、を備え、前記燃焼室が燃焼終了後における高温時には、前記冷却ジャケットに前記冷却ガス備蓄手段から前記冷却ガス供給管路を介してその備蓄した冷却ガスを供給し、該冷却ガスによって前記燃焼室を冷却するように構成されていることを特徴とする。
【００１１】
また、上記液体ロケットエンジンシステムは、ガス備蓄手段に備蓄した押出しガスの圧力によって推進剤タンク内の推進剤を押し出して上記燃焼室に供給するガス押し方式の推進剤供給系を備えるものであって、上記冷却ガス備蓄手段は、前記推進剤供給系のガス備蓄装置であり、上記冷却ガスは前記推進剤供給系の押出しガスであることを特徴とする。
【００１２】
また、上記液体ロケットエンジンシステムは、ガス備蓄手段に備蓄した押出しガスの圧力によって推進剤タンク内の推進剤を押し出して上記燃焼室に供給するガス押し方式の推進剤供給系を備えるものであって、上記冷却ガス備蓄手段は、前記推進剤供給系の推進剤タンクであって、上記冷却ガス供給管路は前記推進剤タンクと上記冷却ジャケットを結んで配管され、前記推進剤タンクに供給されて推進剤を押し出した後に前記推進剤タンク内に残存する押出しガスが前記冷却ガス供給管路を介して前記冷却ジャケットに供給されるように構成されていることを特徴とする。
【００１３】
更に、その冷却方法として、上記液体ロケットエンジンシステムは、大気圏に再突入する機体に備えられたものであり、前記機体の大気圏再突入時に上記冷却ジャケットに上記冷却ガスを供給し、空力加熱による上記エンジンへの熱入力時に前記燃焼室を冷却することを特徴とする。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面を参照して本発明の実施の形態について説明する。
【００１５】
図１は本発明に係る液体ロケットエンジンシステムの一構成例の概念構成図である。
【００１６】
図示液体ロケットエンジンシステム１０は、ガス押し方式の推進剤供給系を備えた推進剤として燃料と酸化剤を用いる二液推進剤の再生冷却式エンジンシステムであり、宇宙と地上の間を往復する宇宙機に用いられるものである。
【００１７】
推進剤供給系は、押出しガスであるヘリウムガスを備蓄するガス備蓄装置としてのヘリウムガスタンク１１と、燃料タンク１２及び酸化剤タンク１３とが押出しガス管路２０を介して接続され、燃料タンク１２及び酸化剤タンク１３はそれぞれ供給管路３０（燃料供給管路３１，酸化剤供給管路３２）を介してエンジン４０に接続されて構成されている。尚、本構成では、ヘリウムガスタンク１１が冷却ガス備蓄手段を兼用しているものである。
【００１８】
押出しガス管路２０は、ヘリウムガスタンク１１に接続する主管路２１から燃料側管路２２と酸化剤側管路２３に分岐しており、燃料側管路２２が燃料タンク１２に、酸化剤側管路２３が酸化剤タンク１３に接続されている。
【００１９】
主管路２１には遮断弁２１Ａ及び調圧弁２１Ｂが介設され、燃料側管路２２及び酸化剤側管路２３にはそれぞれ逆止弁２２Ａ，２３Ａ及び遮断弁２２Ｂ，２３Ｂが介設されている。
【００２０】
また、燃料側管路２２及び酸化剤側管路２３にはそれぞれ排気弁２２Ｃ，２３Ｃが設けられている。この排気弁２２Ｃ，２３Ｃは、地上に帰還する際に燃料タンク１２又は酸化剤タンク１３の内部に残存する燃料又は酸化剤を押し出したヘリウムガスを排出して内圧を低下させるためのものである。
【００２１】
エンジン４０は、燃料及び酸化剤を噴射するインジェクター４１Ａを備えた燃焼室４１とノズル４２が直列に配設されて構成され、その壁部は間に流路４３Ａが形成された二重構造の冷却ジャケット４３によって形成されている。
【００２２】
燃料タンク１２からエンジン４０に燃料を供給する燃料供給管路３１は、冷却ジャケット４３の流路４３Ａの入口部に接続され、当該燃料供給管路３１を介した燃料は冷却ジャケット４３の内部の流路４３Ａを通って燃焼室４１（インジェクター４１Ａ）に供給されるようになっている。一方、酸化剤タンク１３からエンジン４０に酸化剤を供給する酸化剤供給管路３２は燃焼室４１（インジェクター４１Ａ）に接続され、酸化剤供給管路３２を介した酸化剤は直接インジェクター４１Ａに供給されるようになっている。
【００２３】
また、押出しガス管路２０の主管路２１と冷却ジャケット４３の入口とを繋いで、冷却ガス供給管路としてのパージ・冷却管路５０が配管されている。該パージ・冷却管路５０には、逆止弁５１及び遮断弁５２が介設されている。
【００２４】
各管路２０，３０に介設された遮断弁２１Ａ，２２Ｂ，２３Ｂ，５２及び排気弁２２Ｃ，２３Ｃは、図示しない制御装置によって開閉制御されるようになっているものである。
【００２５】
而して、上記のごとく構成された液体ロケットエンジンシステム１０は、ヘリウムガスタンク１１に備蓄されたヘリウムガスを、押出しガス管路２０を介して燃料タンク１２及び酸化剤タンク１３に供給し、燃料タンク１２及び酸化剤タンク１３の内部に収容された燃料及び酸化剤を押し出して燃料供給管路３１及び酸化剤供給管路３２を介してエンジン４０に供給する。これにより、燃料は冷却ジャケット４３の流路４３Ａを巡ってインジェクター４１Ａから燃焼室４１に噴出し、当該燃焼室４１内で同様にインジェクター４１Ａから噴出する酸化剤と化合・燃焼して燃焼ガスをノズル４２から噴出して推力を発生する。この時、加熱される冷却ジャケット４３とその流路４３Ａを流れる燃料との間で熱交換が行われ、燃料によって冷却ジャケット４３（エンジン４０）を冷却する。
【００２６】
燃焼終了時には、遮断弁２２Ｂ，２３Ｂを閉じて押出しガス管路２０を介したヘリウムガスタンク１１からのヘリウムガスの供給を停止し、燃料及び酸化剤のエンジン４０への供給を停止すると共に、パージ・冷却管路５０の遮断弁５２を開放し、ヘリウムガスタンク１１のヘリウムガスをパージ・冷却管路５０を介して冷却ジャケット４３に供給して流路４３Ａ内に残存する燃料をパージする。更に、所定時間ヘリウムガスの供給を継続することにより、燃焼終了後に生ずるソークバックによるエンジン４０の温度上昇を防ぐことができる。
【００２７】
ここで、液体ロケットエンジンシステム１０を搭載する宇宙機が軌道を変更して大気圏へ再突入して地上に帰還する際には、燃焼終了後のソークバックに加えて大気との摩擦による空力加熱等の外部入熱が作用するが、この時、パージ・冷却管路５０を介したヘリウムガスの冷却ジャケット４３への供給を続けることで、冷却を継続してエンジン４０の過熱を防ぐことができる。
【００２８】
即ち、図２に大気圏再突入時における時間とエンジン温度の関係のグラフを示すように、ヘリウムガスによる冷却（ヘリウムガスの冷却ジャケット４３への供給）を行わない場合には図中破線で示すように燃焼室４１の温度が上昇し続けて破損に至る虞を有するが、空力加熱時にヘリウムガスを冷却ジャケット４３へ供給し続けて冷却することで、燃焼室４１の蓄熱・高温化を防ぐことができるものである。
【００２９】
このように、パージ・冷却管路５０を介した冷却ジャケット４３の流路４３Ａへのヘリウムガスの供給を燃料パージのみでなく冷却目的にも利用し、空力加熱時にまで継続延長することで燃焼室４１の蓄熱・高温化を防ぐものであるため、簡単な構成で空力過熱の作用によるエンジン４０の過熱を防ぐことができるものである。
【００３０】
尚、上記構成例は、本願をガス押し方式の推進剤供給系を備えた再生冷却式エンジンに適用したものであるが、これに限らず、ポンプによって推進剤を供給するポンプ方式の推進剤供給系を備える液体ロケットエンジンシステムに適用しても良いものである。
【００３１】
次に、図３に概念構成図を示す本願発明の他の構成例を説明する。尚、上記構成例と同機能の部位には同符号を付して説明を省略する。
【００３２】
図示液体ロケットエンジンシステム１０′は、上記構成例と同様にガス押し方式の推進剤供給系を備え、推進剤として燃料と酸化剤を用いる二液推進剤を用いる再生冷却式エンジンであり、宇宙と地上の間を往復する宇宙機に用いられるものである。
【００３３】
本構成では、燃料側管路２２に設けられた排気弁２２Ｃより下流側と冷却ジャケット４３の入口とを繋いで冷却ガス供給管路としての冷却ガス管路６０が配管されており、これによって燃料タンク１２が冷却ガス備蓄手段となっているものである。
【００３４】
７０は、燃焼停止後に冷却ジャケット４３内の流路４３Ａをパージするためにヘリウムガスを供給するパージ管路であり、該パージ管路７０には逆止弁７１及び遮断弁７２が介設されている。
【００３５】
上記液体ロケットエンジンシステム１０′では、燃焼終了時には、遮断弁２２Ｂ，２３Ｂを閉じて燃料及び酸化剤のエンジン４０への供給を停止すると共に、パージ管路７０の遮断弁７２を所定時間開放し、パージ管路７０を介してヘリウムガスをエンジン４０の冷却ジャケット４３に供給して流路４３Ａ内に残存する燃料をパージする。
【００３６】
次いで、遮断弁２１Ａを閉じて押出しガス管路２０を介したヘリウムガスタンク１１からのヘリウムガスの供給を停止し、更に、排気弁２２Ｃを開き、燃料タンク１２内部のヘリウムガスを冷却管路６０を介してエンジン４０の冷却ジャケット４３に供給し、当該冷却ジャケット４３を冷却しつつ排気する。
【００３７】
つまり、宇宙と地上の間を往復する宇宙機では、地上に帰還する際に燃料タンク１２及び酸化剤タンク１３の内部に残存する燃料及び酸化剤を押し出したヘリウムガスを排出して内圧を低下させなければならないが、その際の燃料タンク内のヘリウムガスを冷却ジャケット４３に導いて冷却に供するものである。
【００３８】
本構成では、大気圏再突入時に廃棄する燃料タンク１２内に残存するヘリウムガスを冷却に用いるため、より簡単な構成で合理的に空力過熱の作用によるエンジンの過熱を防ぐことができるものである。
【００３９】
【発明の効果】
以上述べたように、本発明に係る液体ロケットエンジンシステムの冷却構成によれば、冷却ガスを備蓄する冷却ガス備蓄手段と、該冷却ガス備蓄手段と冷却ジャケットとを結ぶ冷却ガス供給管路を備えて、推力室が燃焼終了後における高温時には、冷却ジャケットに冷却ガス備蓄手段から供給管路を介してその備蓄した冷却ガスを供給し、該冷却ガスによってエンジンを冷却するように構成されていることにより、空力加熱時に冷却ガス供給管路を介して冷却ジャケットへリウムガスを供給し続けてエンジンを冷却し、エンジンの蓄熱・高温化を防ぐことができる。即ち、簡単な構成で空力過熱の作用によるエンジンの過熱を防ぐことができるものである。
【００４０】
また、上記液体ロケットエンジンシステムは、ガス備蓄手段に備蓄した押出しガスの圧力によって推進剤タンク内の推進剤を押し出して燃焼室に供給するガス押し方式の推進剤供給系を備えるものであって、冷却ガス備蓄手段は、推進剤供給系のガス備蓄装置であり、冷却ガスは推進剤供給系の押出しガスであることにより、冷却のために新たにガス備蓄手段を備える必要がなく、簡単な構成で空力過熱の作用による当該エンジンの過熱を防ぐことができるものである。
【００４１】
また、上記液体ロケットエンジンシステムは、ガス備蓄手段に備蓄した押出しガスの圧力によって推進剤タンク内の推進剤を押し出して燃焼室に供給するガス押し方式の推進剤供給系を備えるものであって、冷却ガス備蓄手段は、推進剤供給系の推進剤タンクであって、冷却ガス供給管路は推進剤タンクと冷却ジャケットを結んで配管され、推進剤タンクに供給されて推進剤を押し出した後に推進剤タンク内に残存する押出しガスが冷却ガス供給管路を介して冷却ジャケットに供給されるように構成されていることにより、当該液体ロケットエンジンシステムを備える機体が大気圏に再突入する際には排出しなければならない推進剤タンク内に残存する押出しガスを冷却に利用することができ、簡単な構成で合理的に空力過熱の作用による当該エンジンの過熱を防ぐことができるものである。
【００４２】
更に、その冷却方法として、上記液体ロケットエンジンシステムは、大気圏に再突入する機体に備えられたものであり、機体の大気圏再突入時に冷却ジャケットに冷却ガスを供給し、空力加熱による推力室への熱入力時に前記推力室を冷却することにより、遮蔽壁を配設したり機体内にエンジンの主要部を配設したりすることなく、大気圏再突入時の空力加熱によるエンジンの過熱を防ぐことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】発明に係る液体ロケットエンジンシステムの一構成例の概念構成図である。
【図２】気圏再突入時における時間と燃焼室温度の関係を示すグラフである。
【図３】異なる構成例の概念構成図である。
【図４】従来例としての外部熱入力を防ぐ構成を示す宇宙機の概念図である。
【符号の説明】
１０，１０′  液体ロケットエンジンシステム
１１  ヘリウムガスタンク（冷却ガス備蓄手段，ガス備蓄装置）
１２  燃料タンク（冷却ガス備蓄手段，推進剤タンク）
４０  エンジン
４１  燃焼室
４２  ノズル
４３  冷却ジャケット
５０  パージ・冷却管路（冷却ガス供給管路）
６０  冷却管路（冷却ガス供給管路）
【図１】
0004405630.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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