(57)【要約】ノズルを通過する一次燃焼ガス（２６）を補完し且つ低高度における大気圧以上の壁圧力を維持する燃焼の環状領域（２５）で生じる二次燃焼を引き起こして、離陸時の過膨張ノズルにおける推力の負の成分を取り除くことにより、連続的湾曲の超音速ノズル（１１）により獲得される推力の増強が達成される。
2004534172.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ジェット推進システムであって：
先細部分と、スロートと、連続的湾曲の軸方向輪郭を有する末広部分とにより形成された超音速ノズル；及び
前記末広部分の環状領域の内部で燃焼を引き起こすための手段であり、前記末広部分の環状領域の内部で燃焼を引き起こすための手段により前記ジェット推進システムにより生み出される推力が増大する、末広部分の環状領域の内部で燃焼を引き起こすための手段；
を具備するジェット推進システム。
【請求項２】
前記超音速ノズルが過膨張ノズルである、請求項１に記載のジェット推進システム。
【請求項３】
前記超音速ノズルが少なくとも約２５：１の面積比を有する、請求項１に記載のジェット推進システム。
【請求項４】
前記超音速ノズルが約２５：１から約１５０：１の面積比を有する、請求項１に記載のジェット推進システム。
【請求項５】
前記超音速ノズルが約６５：１から約８５：１の面積比を有する、請求項１に記載のジェット推進システム。
【請求項６】
前記超音速ノズルが約７０：１から約７７．５：１の面積比を有する、請求項１に記載のジェット推進システム。
【請求項７】
前記末広部分の内部で燃焼を引き起こすための前記手段が、前記スロート以外のルートにより前記環状領域の中に液体推進薬を噴射するための手段を具備する、請求項１に記載のジェット推進システム。
【請求項８】
前記末広部分の内部で燃焼を引き起こすための前記手段が、液体燃料及び液体酸化剤を前記環状領域の中に噴射するために前記末広部の周縁に沿って配置された場所に位置決めされた複数の噴射器を具備する、請求項１に記載のジェット推進システム。
【請求項９】
前記末広部分の内部で燃焼を引き起こすための前記手段が、前記末広部分の内面を形成するために前記末広部分内に成形された固体ロケット燃料を具備する、請求項１に記載のジェット推進システム。
【請求項１０】
前記超音速ノズルが、約６５から約８５の面積比をもつ過膨張ノズルであり、また前記末広部分の内部で燃焼を引き起こすための前記手段が、前記スロート以外のルートにより前記環状領域の中に液体推進薬を噴射するための手段を具備する、請求項１に記載のジェット推進システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、超音速推進システムのためのノズル構造の技術に属するものである。
【背景技術】
【０００２】
ロケット動力による打上げロケットは、特に打上げロケットが、燃焼前の燃料のために最大重量にあることから、慣性に打ち克つために離陸時に大きな推力を必要とする。離陸は一般的に海水面で行われるが、ロケットがその主要な飛行任務を果たす高高度においては大きな比推力（ISP)が求められる。これは、ノズルが大きな面積比を有するとき最も容易に達成され、前記面積比は、ノズル出口面積のスロート面積に対する比率である。海水面における大推力と、大きな面積比とを達成することは、海水面における大きな面積比が、大気圧より小さなノズル出口近くの壁圧力を招くことから、相反する目的である。このことは、出口近くのノズル部において、負の推力を引き起こして全体推力を低下させる。
【０００３】
海水面推力の負の成分を取り除く一方で大きな真空推力をなお達成するためのいくつかの試みが、可変面積ノズル、即ち出口の面積が、打上げのために減少し、次に上昇中に徐々に増大するところの可変面積ノズルの使用を含んでいる。従ってこれを達成するために、可変面積ノズルは、ロケットの高度が高まるときに、輪郭、面積比、及び長さに対する調整が可能となるように設計されている。残念なことに、高度補償機能は、これらが非常な複雑さのみならず重量をエンジン構造に追加するようなものであり、それにもかかわらずノズルは多くの場合に真空時よりも小さな推力を海水面で生み出す。二元燃料の概念も提案されてきた。前記概念は、スペースシャトルの主エンジン（SSME)に由来するエンジンと組み合わせられたケロシン燃料エンジン、並びにロシアのＲＤ−７０１のような水素燃料エンジンと組み合わせられたケロシン燃料エンジンを組み合わせられたエンジン、並びにアール・バイケル（R. Beichel）による米国特許第４２２０００１号（１９８０年９月２日交付）明細書における前述の二元燃料、二重膨張エンジン、並びにエル・ボーンステイン(L. Bornstein）による（米国特許第４１３７２８６号（１９７９年１月３０日交付）明細書及び米国特許第４２２３６０６号（１９８０年９月２３日交付）明細書の複推力ロケットエンジンを含んでいる。バイケルのエンジンは、二つの推力チャンバを組み込んでいる複雑なノズル構造を必要とし、一方ボーンステインのエンジンは、分離したサステナーと燃焼室内のブースター推進薬グレインとを、グレインそれ自身に挿入されている点火器と小型火管とともに使用することにより複推力を達成する。
【発明の開示】
【０００４】
本発明は、本発明によらなければ大気圧未満の出口領域壁圧力によって引き起こされる海水面における推力の減少が生じない、海水面における大推力と高高度における大きなＩｓｐの両方を達成するジェット推進システムに属する。これを達成するため、システムは、ノズルの末広部分の内部の環状領域で二次燃焼が生じるところの、連続的湾曲の超音速ノズルを含んでいる。二次燃焼は、ノズルを通過する一次燃焼ガスを補完する二次燃焼ガスを形成する。二次燃焼ガスは、低高度における大気圧以上の壁圧力を維持し、離陸推力の負の成分を取り除く。従って本発明は、大面積比ノズルに良く適合し、また本発明によらなければ過膨張されるノズルに特に良く適合する。本発明を適用できるロケットは、スペースシャトル主エンジン（SSME)、軌道への一段（SSTO)ロケット、及び海水面における推力が高高度における大Ｉｓｐに対する必要性によって、本発明によらなければ妥協されるところの別のロケットを含んでいる。本発明の利点は、既存のノズルに対するほんの僅かな改良で達成可能であって、ノズルの外形に対する変更が不要であることである。
【０００５】
本発明のこれらの及び他の特徴、実施態様、及び利点は、次の説明から明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００６】
超音速ノズルは、先細部分、スロート、及び末広部分により形成されていて、それらの中で本発明が適用可能な末広部分は連続的湾曲の軸方向の輪郭を有している。“軸方向の輪郭”により、ノズルの軸線を含む平面に沿う断面により決まる末広部分の輪郭が意味される。“連続的湾曲”とは、たとえ曲率半径が変化するかまたは一定のままであるとしても、曲率半径の急激な変化と湾曲の方向の変化とがないスムースな湾曲部を形成するものである。これは、ノズル壁から不連続に引き離されるノズル内側のガスジェットを生じさせるように特に意図された不連続な湾曲をもつノズルとは区別される。そのようなノズルは本発明により扱われない。
【０００７】
術語の“曲線”は、数学的意味で用いられ、普通の曲線はもとより直線も含んでおり、従って円錐ノズル及び双曲線又はベル形ノズルの両方を含んでいる。
【０００８】
術語の“過膨張ノズル”は、ロッケト技術分野において、ノズル出口における面積のスロートにおける面積に対する比率として定義される面積比が、ノズル内で生ずるガス膨張が海水面における大気圧未満のノズル出口ガス圧力を招くほど大きいところのノズルを意味するように本明細書では用いられる。これを達成する面積比は変化することがあり、また過膨張を作り出すノズルの構造形は、燃焼室圧力、面積比、及び大気圧により変化する。燃焼室圧力が絶対圧力で約５５１６ｋＰａ（800psia）であるデルタIIブースターロケットの第一段のような比較的低い燃焼室圧力を持つロケットに関しては、過膨張は、面積比が２７：１のように低い場合に発生することがある。高い燃焼室圧力を持つロケットに関しては、過膨張は、相当高い面積比のときにだけ生じる。従って一般的に、本発明が過膨張ノズルに適用される場合、面積比は、約２５：１以上であり、また好適には約２５：１から約１５０：１まで、より好適には約６５：１から約８５：1までである。例えばＳＳＭＥ級エンジンは、７４：１から８０：１の範囲の面積比を有している。７７．５：１以下で例えば７０：１から７７．５：１までの面積比は、ノズル壁からのガス境界層剥離を回避するか又は最小に抑える目的に対して好適である。
【０００９】
なおノズルの他の寸法は、変化してもよく、本発明に対しては重要ではない。典型的なＳＳＭＥは、ノズル出口における２３０ｃｍ（90.7in）の直径まで、３０７ｃｍ（121in）の全長にかけて増大している２４ｃｍ（10.13in）のノズルスロート直径を有している。このノズルの単なる例としての面積比は、７７．５：１であり、またノズルの全長は１５度円錐ノズルの８０％に等しい。やはり例として、このタイプの在来のノズルの、本発明による改良前の典型的な動作条件は、１５８００００Ｎ（355000pounds-force）の海面推力、４４０ｋｇ／秒（970pounds／second）のガス流量、３６５の海面Ｉｓｐ、絶対圧力で１３．８ｋＰａ（2psia）のノズル出口圧力、１９６６０００Ｎ（442000pounds-force）の真空推力、及び４５５の真空Ｉｓｐである。本発明による二次燃焼ガスの追加により、海面推力は、上に引用された値のほとんど三倍まで増大可能である。
【００１０】
本発明によると、二次燃焼ガスが、ノズルの末広部分の内部の環状領域で生成される。このことは種々の方法で達成可能である。一つの例は、スロートを通る以外の方法による液体推進薬の末広部分への噴射によるものである。従って、燃料及び酸化剤は、末広部分の壁に設けられた一つ以上の噴射器を通して噴射されることが可能である。一つ以上の噴射器は燃料と酸化剤を末広部分の環状領域の中に導き、そして前記燃料と酸化剤は噴射後に燃焼する。別の例は、末広部分の壁又はノズル全体の壁の内側を覆うかまたは前記壁を形成する固体推進薬又はブースター粒子を使って製造されたノズルの使用である。熱い一次燃焼ガスがノズルを通過するとき、ブースター粒子は発火して二次燃焼ガスの流れを生み出す。
【００１１】
第一実施例の、図による表現が図１ａ及び１ｂに示されている。図１ａは、一次燃焼室１２とノズル１３とを含む超音速ロケットエンジン１１の軸方向断面図であり、ノズルは、先細部分１４、スロート１５、及びノズル出口１７で終わる末広部分１６を含んでいる。燃料２０及び酸化剤２１は一次噴射器２２を通って一次燃焼２３が生じるところの燃焼室に供給される。燃焼生成ガスがノズルスロート１５を通って末広部分１６に流れ込み、そこで前記燃焼生成ガスは拡大する断面積を満たすように膨張する。新しい燃料と酸化剤の噴射器２４が、スロートから下流の短い距離で末広部分の周縁に配置されている。燃料と酸化剤はノズルに入ると燃焼して二次燃焼ガスを形成し、前記二次燃焼ガスは、一次燃焼ガスの中心流れ２６を取り囲む環状領域２５を満たす。
【００１２】
図１ｂは、二次燃料及び酸化剤噴射器の位置における末広領域の横断面図である。噴射器２４は、数個であって、酸化剤噴射器と交互の燃料噴射器であり、また末広部分の周囲に配置されている。噴射器の各ペアからの燃料と酸化剤はノズルの内側で合流し、そして燃焼して二次ガスの環状流れを形成する。離陸時に、二次燃料と酸化剤は、配列されている全ての二次燃料及び酸化剤噴射器を通して噴射されて、最大二次ガス流れを環状領域内に作り出し、そして中心領域２６における一次ガス流れの膨張を縮小させる。ロケットが高度を上げて質量を減らすにつれて推力要求が低下し、また外部の圧力が低下するにつれて中心ガスの過膨張に起因する負の推力成分の危険性が徐々に除去される。これらの変化に適応させるために、二次燃料噴射器と酸化剤噴射器が絞られ、そのことにより二次推力が連続的態様で低下される。
【００１３】
二次燃料と酸化剤の供給源は、一次燃焼に使用される燃料及び酸化剤の供給源とは独立した個別の供給源でありうる。代わりに、共通の供給源が、燃料と酸化剤の両方の一次と二次両方の噴射器のために使用されることが可能であり、二次噴射器への供給は共通供給源から分けて引き出される。噴射器の構造、構成、及び配置、並びに供給源、並びに供給ラインは、経験を積んだロケット技術者の定型的技術の範囲にある。
【００１４】
前述されたように、二次燃焼ガスの生成は、推進ブースター粒子をノズルの輪郭の一部としてノズルの内部に組み入れることによっても達成される。このように作られたノズルは、通常過膨張されないで、代わりに所望のロケット速度を達成することにおいて特に大推力が望ましいところのミサイルの用途で重要である。ブースター粒子ライニングで作られたノズルの例が図２ａおよび２ｂに示されている。図２ａの軸方向断面では、一次燃焼ガスが、一次液体ロケット３１内で形成され、また一次液体ロケットの下流が超音速ノズル３２である。先細部分３３、スロート３４、及び末広部分３５を形成している壁は、部分ブースター粒子３６で全て成形されている。図２ｂは、先細部分３３の横断面であって、一次燃焼ガスが流れて通る十字型の穴３７を示している。末広部分は、対照的に図３ａに示される全横断面を占める円形穴を有している。この特別な場合に、二次燃焼ガスは、ノズルの先細及び末広部分の両方で生成される。
【００１５】
前述の説明は、説明と図解を目的として本発明の特定の実施例に焦点を当てている。前述したものの更なる実施例及び変更形態は、この説明を精査すると当業者には明らかになり、そのような実施例及び変更形態は、特許請求の範囲により規定された本発明の範囲に含まれる。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１ａ】図１ａは、ノズルの末広部分に燃料及び酸化剤を供給する噴射器を含むために本発明の第一実施例により改良された超音速ノズルの軸方向断面図である。
【図１ｂ】図１ｂは、図１ａの改良超音速ノズルの末広部分の噴射器の場所（即ち図１ａの切断線Ｂ−Ｂに沿った）横断面図である。
【図２ａ】図２ａは、本発明の第二実施例による超音速ノズルの軸方向断面図であり、そこでは末広部分を含むノズルの壁がブースター粒子で形成されている。
【図２ｂ】図２ｂは、図２ａの超音速ノズルの末広部の（即ち図２ａの切断線Ｂ−Ｂに沿う）横断面図である。
【国際公開パンフレット】
2004534172.tif 000003
2004534172.tif 000004
2004534172.tif 000005
2004534172.tif 000006
2004534172.tif 000007
2004534172.tif 000008
2004534172.tif 000009
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2004534172.tif 000011
2004534172.tif 000012
2004534172.tif 000013
2004534172.tif 000014
2004534172.tif 000015
2004534172.tif 000016
【手続補正書】
【提出日】平成15年7月16日(2003.7.16)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
先細部分及びスロート及び超音速末広部分により形成された超音速ロケットノズルと、前記超音速末広部分の環状領域の内部で燃焼を引き起こすための手段とを具備するジェット推進システムであって、
前記超音速末広部分の環状領域の内部で燃焼を引き起こすための手段が、前記超音速末広部分のみにおいて推力の増大を生み出す様態で前記環状領域に液体推進薬を噴射して燃焼させることにより前記超音速末広部分の環状領域の内部で燃焼を引き起こすための手段であり、また液体燃料と液体酸化剤とを互いの方に向けて円周状に前記環状領域の中に噴射するために前記超音速末広部分の周囲に沿って配置された場所に位置決めされた複数の噴射器を具備するものである、ジェット推進システム。
【請求項２】
前記超音速ロケットノズルが過膨張ノズルである、請求項１に記載のジェット推進システム。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、超音速推進システムのためのノズル構造の技術に属するものである。
【背景技術】
【０００２】
ロケット動力による打上げロケットは、特に打上げロケットが、燃焼前の燃料のために最大重量にあることから、慣性に打ち克つために離陸時に大きな推力を必要とする。離陸は一般的に海水面で行われるが、ロケットがその主要な飛行任務を果たす高高度においては大きな比推力（ISP)が求められる。これは、ノズルが大きな面積比を有するとき最も容易に達成され、前記面積比は、ノズル出口面積のスロート面積に対する比率である。海水面における大推力と、大きな面積比とを達成することは、海水面における大きな面積比が、大気圧より小さなノズル出口近くの壁圧力を招くことから、相反する目的である。このことは、出口近くのノズル部において、負の推力を引き起こして全体推力を低下させる。
【０００３】
海水面推力の負の成分を取り除く一方で大きな真空推力をなお達成するためのいくつかの試みが、可変面積ノズル、即ち出口の面積が、打上げのために減少し、次に上昇中に徐々に増大するところの可変面積ノズルの使用を含んでいる。従ってこれを達成するために、可変面積ノズルは、ロケットの高度が高まるときに、輪郭、面積比、及び長さに対する調整が可能となるように設計されている。残念なことに、高度補償機能は、これらが非常な複雑さのみならず重量をエンジン構造に追加するようなものであり、それにもかかわらずノズルは多くの場合に真空時よりも小さな推力を海水面で生み出す。二元燃料の概念も提案されてきた。前記概念は、スペースシャトルの主エンジン（SSME)に由来するエンジンと組み合わせられたケロシン燃料エンジン、並びにロシアのＲＤ−７０１のような水素燃料エンジンと組み合わせられたケロシン燃料エンジンを組み合わせられたエンジン、並びにアール・バイケル（R. Beichel）による米国特許第４２２０００１号（１９８０年９月２日交付）明細書における前述の二元燃料、二重膨張エンジン、並びにエル・ボーンステイン(L. Bornstein）による（米国特許第４１３７２８６号（１９７９年１月３０日交付）明細書及び米国特許第４２２３６０６号（１９８０年９月２３日交付）明細書の複推力ロケットエンジンを含んでいる。バイケルのエンジンは、二つの推力チャンバを組み込んでいる複雑なノズル構造を必要とし、一方ボーンステインのエンジンは、分離したサステナーと燃焼室内のブースター推進薬グレインとを、グレインそれ自身に挿入されている点火器と小型火管とともに使用することにより複推力を達成する。
【発明の開示】
【０００４】
本発明は、本発明によらなければ大気圧未満の出口領域壁圧力によって引き起こされる海水面における推力の減少が生じない、海水面における大推力と高高度における大きなＩｓｐの両方を達成するジェット推進システムに属する。これを達成するため、システムは、ノズルの末広部分の内部の環状領域で二次燃焼が生じるところの、連続的湾曲の超音速ノズルを含んでいる。二次燃焼は、ノズルを通過する一次燃焼ガスを補完する二次燃焼ガスを形成する。二次燃焼ガスは、低高度における大気圧以上の壁圧力を維持し、離陸推力の負の成分を取り除く。従って本発明は、大面積比ノズルに良く適合し、また本発明によらなければ過膨張されるノズルに特に良く適合する。本発明を適用できるロケットは、スペースシャトル主エンジン（SSME)、軌道への一段（SSTO)ロケット、及び海水面における推力が高高度における大Ｉｓｐに対する必要性によって、本発明によらなければ妥協されるところの別のロケットを含んでいる。本発明の利点は、既存のノズルに対するほんの僅かな改良で達成可能であって、ノズルの外形に対する変更が不要であることである。
【０００５】
本発明のこれらの及び他の特徴、実施態様、及び利点は、次の説明から明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００６】
超音速ノズルは、先細部分、スロート、及び末広部分により形成されていて、それらの中で本発明が適用可能な末広部分は連続的湾曲の軸方向の輪郭を有している。“軸方向の輪郭”により、ノズルの軸線を含む平面に沿う断面により決まる末広部分の輪郭が意味される。“連続的湾曲”とは、たとえ曲率半径が変化するかまたは一定のままであるとしても、曲率半径の急激な変化と湾曲の方向の変化とがないスムースな湾曲部を形成するものである。これは、ノズル壁から不連続に引き離されるノズル内側のガスジェットを生じさせるように特に意図された不連続な湾曲をもつノズルとは区別される。そのようなノズルは本発明により扱われない。
【０００７】
術語の“曲線”は、数学的意味で用いられ、普通の曲線はもとより直線も含んでおり、従って円錐ノズル及び双曲線又はベル形ノズルの両方を含んでいる。
【０００８】
術語の“過膨張ノズル”は、ロッケト技術分野において、ノズル出口における面積のスロートにおける面積に対する比率として定義される面積比が、ノズル内で生ずるガス膨張が海水面における大気圧未満のノズル出口ガス圧力を招くほど大きいところのノズルを意味するように本明細書では用いられる。これを達成する面積比は変化することがあり、また過膨張を作り出すノズルの構造形は、燃焼室圧力、面積比、及び大気圧により変化する。燃焼室圧力が絶対圧力で約５５１６ｋＰａ（800psia）であるデルタIIブースターロケットの第一段のような比較的低い燃焼室圧力を持つロケットに関しては、過膨張は、面積比が２７：１のように低い場合に発生することがある。高い燃焼室圧力を持つロケットに関しては、過膨張は、相当高い面積比のときにだけ生じる。従って一般的に、本発明が過膨張ノズルに適用される場合、面積比は、約２５：１以上であり、また好適には約２５：１から約１５０：１まで、より好適には約６５：１から約８５：1までである。例えばＳＳＭＥ級エンジンは、７４：１から８０：１の範囲の面積比を有している。７７．５：１以下で例えば７０：１から７７．５：１までの面積比は、ノズル壁からのガス境界層剥離を回避するか又は最小に抑える目的に対して好適である。
【０００９】
なおノズルの他の寸法は、変化してもよく、本発明に対しては重要ではない。典型的なＳＳＭＥは、ノズル出口における２３０ｃｍ（90.7in）の直径まで、３０７ｃｍ（121in）の全長にかけて増大している２４ｃｍ（10.13in）のノズルスロート直径を有している。このノズルの単なる例としての面積比は、７７．５：１であり、またノズルの全長は１５度円錐ノズルの８０％に等しい。やはり例として、このタイプの在来のノズルの、本発明による改良前の典型的な動作条件は、１５８００００Ｎ（355000pounds-force）の海面推力、４４０ｋｇ／秒（970pounds／second）のガス流量、３６５の海面Ｉｓｐ、絶対圧力で１３．８ｋＰａ（2psia）のノズル出口圧力、１９６６０００Ｎ（442000pounds-force）の真空推力、及び４５５の真空Ｉｓｐである。本発明による二次燃焼ガスの追加により、海面推力は、上に引用された値のほとんど三倍まで増大可能である。
【００１０】
本発明によると、二次燃焼ガスが、ノズルの末広部分の内部の環状領域で生成される。このことは、スロートを通る以外の方法による液体推進薬の末広部分への噴射によりなされる。従って、燃料及び酸化剤は、末広部分の壁に設けられた一つ以上の噴射器を通して噴射されることが可能である。一つ以上の噴射器は燃料と酸化剤を末広部分の環状領域の中に導き、そして前記燃料と酸化剤は噴射後に燃焼する。
【００１１】
第一実施例の、図による表現が図１及び２に示されている。図１は、一次燃焼室１２とノズル１３とを含む超音速ロケットエンジン１１の軸方向断面図であり、ノズルは、先細部分１４、スロート１５、及びノズル出口１７で終わる末広部分１６を含んでいる。燃料２０及び酸化剤２１は一次噴射器２２を通って一次燃焼２３が生じるところの燃焼室に供給される。燃焼生成ガスがノズルスロート１５を通って末広部分１６に流れ込み、そこで前記燃焼生成ガスは拡大する断面積を満たすように膨張する。新しい燃料と酸化剤の噴射器２４が、スロートから下流の短い距離で末広部分の周縁に配置されている。燃料と酸化剤はノズルに入ると燃焼して二次燃焼ガスを形成し、前記二次燃焼ガスは、一次燃焼ガスの中心流れ２６を取り囲む環状領域２５を満たす。
【００１２】
図２は、二次燃料及び酸化剤噴射器の位置における末広領域の横断面図である。噴射器２４は、数個であって、酸化剤噴射器と交互の燃料噴射器であり、また末広部分の周囲に配置されている。噴射器の各ペアからの燃料と酸化剤はノズルの内側で合流し、そして燃焼して二次ガスの環状流れを形成する。離陸時に、二次燃料と酸化剤は、配列されている全ての二次燃料及び酸化剤噴射器を通して噴射されて、最大二次ガス流れを環状領域内に作り出し、そして中心領域２６における一次ガス流れの膨張を縮小させる。ロケットが高度を上げて質量を減らすにつれて推力要求が低下し、また外部の圧力が低下するにつれて中心ガスの過膨張に起因する負の推力成分の危険性が徐々に除去される。これらの変化に適応させるために、二次燃料噴射器と酸化剤噴射器が絞られ、そのことにより二次推力が連続的態様で低下される。
【００１３】
二次燃料と酸化剤の供給源は、一次燃焼に使用される燃料及び酸化剤の供給源とは独立した個別の供給源でありうる。代わりに、共通の供給源が、燃料と酸化剤の両方の一次と二次両方の噴射器のために使用されることが可能であり、二次噴射器への供給は共通供給源から分けて引き出される。噴射器の構造、構成、及び配置、並びに供給源、並びに供給ラインは、経験を積んだロケット技術者の定型的技術の範囲にある。
【００１４】
前述の説明は、説明と図解を目的として本発明の特定の実施例に焦点を当てている。前述したものの更なる実施例及び変更形態は、この説明を精査すると当業者には明らかになり、そのような実施例及び変更形態は、特許請求の範囲により規定された本発明の範囲に含まれる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】図１は、ノズルの末広部分に燃料及び酸化剤を供給する噴射器を含むために本発明の第一実施例により改良された超音速ノズルの軸方向断面図である。
【図２】図２は、図１の改良超音速ノズルの末広部分の噴射器の場所（即ち図１の切断線Ｂ−Ｂに沿った）横断面図である。


【手続補正３】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】図１
【補正方法】変更
【補正の内容】
【図１】
2004534172.tif 000017
【手続補正４】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】図２
【補正方法】変更
【補正の内容】
【図２】
2004534172.tif 000018
【国際調査報告】
2004534172.tif 000019
2004534172.tif 000020