(57)【要約】本発明は、ロケット駆動装置のノズルを延長する方法であって、ノズルの輪郭の少なくともひとつの第二の領域（５）がノズルの輪郭の第一の領域（１）の延長として配置される方法に関する。第一の領域（１）は、第二の領域（５）により、ロケット駆動装置の自由噴流の輪郭が、実質的に第二の領域（５）の輪郭に一致する飛行高度において延長される。本発明は、ロケット駆動装置の延長可能なノズルにも関する。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットエンジンのノズルを延長する方法であって、前記ノズルの輪郭の少なくともひとつの第二の領域が、前記ノズルの輪郭の第一の領域の延長として配置される方法において、前記第二の領域による前記第一の領域の延長が、前記ロケットエンジンの自由噴流の輪郭が前記第二の領域の輪郭に実質的に一致する高度において起こることを特徴とする方法。
【請求項２】
請求項１に記載の方法であって、前記第一の領域の延長が、周囲圧力が、前記ノズルを通して排出される推進燃料の、前記第一の領域の末端における平均ノズル圧力よりも低い高度において起こることを特徴とする方法。
【請求項３】
請求項１または２に記載の方法であって、前記ノズルが、前記ノズルの軸方向に前記第二の領域を動かし出し、旋回させて出し、または畳んだ状態から広げて出すことにより、延長されることを特徴する方法。
【請求項４】
ロケットエンジンの延長可能なノズルであって、前記ノズルの輪郭が前記ノズルの軸方向に、第一の輪郭を持つ第一の領域と、第二の輪郭を持つ少なくともひとつの第二の領域を持ち、前記少なくともひとつの第二の領域が、不連続なノズル輪郭を形成しながら前記第一の領域を延長するように構成されているノズルであって、前記少なくともひとつの第二の領域の輪郭が実質的に、周囲圧力が、前記ノズルを通して排出される推進燃料の平均ノズル圧力よりも低い高度で自由噴流の輪郭に合わせられること、および前記少なくともひとつの第二の領域を、前記ノズルの軸方向に動かし出し、旋回させて出し、または畳んだ状態から広げて出すことができるように、配置することを特徴とするノズル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケットエンジンのノズルを延長する方法およびロケットエンジンの延長可能なノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
今日、用いられるロケットエンジンは、通常、連続的なノズル輪郭をもったノズル、いわゆるベルノズルを有している。しかし、これらエンジンの出力は、当該ミサイルまたは宇宙船の上昇中、より高い高度においては、明確に定まったノズル輪郭のために、制限される。理想的な「高度補正」ノズルであれば、流出ノズル中の平均ノズル圧力がノズルの末端において常に周囲圧力とつりあうような方法で、面積比およびノズル輪郭を、上昇時の対応する高度に適合させる（「補正された」ノズル）。この目的のために用いられる平均ノズル圧力は、ノズルを通して排出される推進燃料の、ノズル断面を横切る圧力を一次元的にまたは二次元的に平均することによって得られる。これによれば、連続的に最適な特定の推進力を上昇時に伴う全流量ノズルという結果がもたらされることとなる。しかし、技術的な理由のために、これを実現することはこれまで不可能であった。
【０００３】
固定化されたノズルの形状に基づいて、従来のエンジンは最適な出力を、飛行軌道上のある点においてのみ実現できる。その点よりも下方では、ノズルの流れは過膨張になる（低高度では周囲圧力が、ノズルを通して排出される推進燃料の、ノズルの末端における平均圧力よりも大きい）。最適な点よりも上方では、流れは不足膨張となる（周囲圧力が、ノズルを通して排出される推進燃料の、ノズルの末端における平均圧力よりも低い）。ノズルを離れた後で、ノズルから排出された推進燃料はいわゆる自由噴流を形成する。自由噴流は、圧力比に依存して、ノズルの末端の断面と比較して、収縮または膨張されうる。このことは図１および２においても図示した。この理由により、所与のミッションのための打ち上げ重量を、特に宇宙空間の真空中において宇宙船のエンジンの場合に最大化するために、このようなノズルを装備したエンジンでは、海抜におけるエンジンの出力と、より高い高度におけるエンジンの出力との間の妥協が必要とされる。これらの問題は、例えば米国特許３，３９４，５４９号ならびにジェー・イー・ベック（J. E. Beck）およびエム・ディー・ホーン（M. D. Horn）、「高度補正ノズル（Altitude Compensating Nozzles）」、ロックウェル・スレショルド（Rockwell Threshold）、１９９５年夏、３８〜４４頁において議論されている。
【０００４】
エンジン出力はさらに、海抜における全流量ノズルがノズル輪郭に対する側壁負荷（横力効果）を防ぐために必要とする条件によって制限される。従来のベルノズルにおいては、これらの横力は、ノズルによって排出される推進燃料の、壁体近くでの流れが、ノズルの末端を基点として、ノズル輪郭から離れるときには常に生じる。なぜなら、周囲圧力はあまりに高く、大気が環境からノズルに流入するからである。この領域における流れの場の、乱れた、かつ、不安定な振る舞いのために、横力は、ノズル輪郭の、ノズルを通して排出される推進燃料のノズル内部での流入の、および環境条件の、完全に軸対称な配置にもかかわらず、生じる。付加的な横力は、条件が、理想的な軸対称の場合を満たさないときに生じる。これら側壁負荷を地上においておよびミサイルまたは宇宙船の上昇の第一段階の期間中に防ぐために、すべての既存のエンジンはいわゆる全流量ノズルを地上において必要とする。ノズルの末端における壁体圧力は、流れがノズル輪郭から離れるのを防ぐために、十分に高くなければならない。しかし、結果としては、最大の許容される面積比およびより高い高度におけるエンジンの出力は、特に真空中において、ロケットエンジンが宇宙船のために使われる場合に、制限される。
【０００５】
ベルノズルを持つ第一段階エンジンの真空出力は、コントロールされた流れの分離を伴うノズルを用いることによって、増加させることができる。このようなノズルは、より大きい面積比を実現することを可能にする。ノズルの「高度補正」の概念は、ノズルにおけるコントロールされた流れの分離を通して実現することができる。側壁負荷および推進力の損失は、過膨張を通じて、低い高度において、飛行軌道の最初の部分の期間中に減少させることができる。
【０００６】
これらの概念は、できるだけ対称な流れの分離を生み出すための異なる技術を用いる。このような方法は、例えば、第二の気体を積極的に軸対称に注入すること、または周囲の大気でノズルを受動的に軸対称に換気することを含む。流れは、付加的な構成部品、例えば仕かけ線、消散する挿入物、またはノズル出口における拡散器を搭載することによって分離することも積極的にできる。この拡散器は飛行の間に廃棄される。このような提案は、例えば、アール・エイチ・シュムッカー（R. H. Schmucker）、「液体ロケットエンジンにおける側壁負荷とその減少（Side loads and their reduction in liquid rocket engines）」、報告TB-14、第２４回国際宇宙航行学会議（International Astronautical Congress）、バクー（Baku）、ソ連、１９７３年１０月７〜１３日に記載されている。
【０００７】
他の先行技術概念は、流れをコントロールする分離を、純粋に輪郭のデザインを通じて、可動部分を持たないノズル輪郭の不変な構造を用いて実現する。これには、いわゆるデュアルベルノズルの概念および多角形ノズルの概念が含まれる。
【０００８】
デュアルベルノズルにおいてはコントロールされた分離は、不連続なノズル輪郭、すなわち、輪郭のはっきりした屈曲部（Konturknick）を通して実現される。このようなノズルは、例えば、はじめに引用した米国特許３，３９４，５４９号ならびにジェー・イー・ベック（J. E. Beck）およびエム・ディー・ホーン（M. D. Horn）、「高度補正ノズル（Altitude Compensating Nozzles）」、ロックウェル・スレショルド（Rockwell Threshold）、１９９５年夏、３８〜４４頁に開示されている。ここで、ノズルは、第一の輪郭を持つ第一の領域と、第一の領域に隣接する第二の輪郭を持つ第二の領域を有する。ブースターロケットの上昇の間、輪郭のはっきりした屈曲部は、ノズルを通して排出される推進燃料の流れの二つの異なる状態を生み出す。地上モード（低高度および高い周囲圧力）においては、流れは第一の領域においてのみノズル輪郭と接する。流れは輪郭のはっきりした屈曲部において（すなわち、第一の領域の末端において）対称に分離し、その下流において（すなわち、第二の領域において）完全に分離する。すなわち、自由噴流は第二の領域において形を成す。輪郭のはっきりした屈曲部におけるコントロールされた対称の流れの分離は、低い高度において側壁負荷を減少させる。ミサイルまたは宇宙船が上昇するにつれて、減少する周囲圧力がある高度において臨界値を下回り、流れは第二の領域においても壁体と接するようになる。その結果、この高度を基点として、流れはノズル全体にわたってノズル輪郭と接するようになる。
【０００９】
多角形ノズルの概念は、例えば、ＷＯ  ９７／２９２７７に記載されている。この概念においては、ある面積比を基点として、多角形の断面積（約５〜７個の辺）を持つ輪郭が用いられる。これは、円周方向における壁体圧力の相関および空気力学的側壁負荷を減少させるために、推進燃料ガスを角から辺の中心へ別個に膨張させることを通して、個々の断片を切り離すことを流れ動力学的に意図している。それはさらに、分離と機械的振動との間の空気弾性的結合への感受性を減少させることを意図している。
【００１０】
デュアルベルの概念および多角形の概念は、付加的な機械的部分または可動部分を必要としないので、構造上簡単であるという利点を有する。しかし、これらのノズルデザインの欠点は、このようなノズル構造の長さが大きいことである。当該ミサイルまたは宇宙船の一定の構成に依存して、このことは、許容される搭載寸法（Einbaumassen）との矛盾を生じる場合がある。さらに、もし構造物の領域が大きいと、大きな全長は圧力の振動（バフェッティング（buffeting））の影響を受けやすい。この圧力の振動は、外部の流れによって引き起こされ、骨組みまたはノズルの内壁に対する高い横方向の機械的な負荷を、分離される流れの領域において生じうる。
【００１１】
高い面積比を、高い高度において、特に真空中において実現する手段は、いわゆる延長可能なノズルである。ノズル輪郭は、原則として、二つの部分からなる：より低い下流側の部分は、高い高度において延長されまたは展開され、上側の部分の末端に結合する。このような延長可能なノズルは、例えば米国特許４，９４７，６４４号、米国特許４，３８３，４０７号、ならびにジェー・イー・ベック（J. E. Beck）およびエム・ディー・ホーン（M. D. Horn）、「高度補正ノズル（Altitude Compensating Nozzles）」、ロックウェル・スレショルド（Rockwell Threshold）、１９９５年夏、３８〜４４頁に記載されている。具体的には、米国特許４，９４７，６４４号には、個々の要素を展開することによって不連続なノズル輪郭が生成されるノズル構造が記載されている。しかし、問題は、ノズル輪郭がこのようにして延長されるときに、もしノズル輪郭がエンジンの自由噴流の領域に入り込むと、高い側壁負荷および熱的負荷が、延長過程の間に、延長または展開されるノズル輪郭の一部に対して、生じることがあることである。これは、米国特許４，９４７，６４４の技術的概念において特に問題である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
このように、本発明の目的は、ロケットエンジンノズルの異なる高度への適合を、ノズル構造にかかる負荷を最小化しながら、改善する手段を提供することである。この目的は請求項１および４の特徴によって達成される。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
本発明は、ロケットエンジンのノズルを延長する方法を提案する。その方法では、ノズル輪郭の少なくともひとつの第二の領域が、ノズル輪郭の第一の領域の延長として配置される。すなわち、いわゆる延長可能なノズルが提供される。第二の領域による第一の領域のこの延長は、ロケットエンジンの自由噴流の輪郭が実質的に第二の領域の輪郭と一致する高度において起こる。したがって、本発明において第二の領域は、該特定の高度における自由噴流の輪郭と実質的に一致する構造しか持たない。これは基本的には、第二の領域の輪郭は必ずしも自由噴流の輪郭と厳密に一致しなければならないというわけではないことを意味する。むしろ、もし第二の領域が自由噴流の領域に配置されるならばノズルの延長過程で生じる相互作用効果（例えば、エジェクター効果（Ejektor-Effekt））も、輪郭を決定するときに、考慮に入れることができる。この輪郭は、例えば試験またはシミュレーションを用いて明確にすることができる。少なくともひとつの第二の領域の輪郭を自由噴流の輪郭に合わせること、および当該少なくともひとつの第二の領域の輪郭が自由噴流の輪郭と実質的に一致する飛行軌道の一部の間においてノズルの延長過程を実行することは、生じる負荷、特に側壁負荷および熱的負荷を明らかに減少させることを可能にする。ノズル輪郭をある特定の高度で延長することは、ノズルをより高い高度での条件に適合させることに役立ち、したがって、ロケットエンジンをより効率的に使用することを可能にする。地上から該特定の高度までの第一の飛行区間の間は、流れの分離はノズル輪郭の第一の領域では起こらず、ロケットエンジンは比較的低い面積比で動作する。第一の飛行区間の終了後、ノズルは、該少なくともひとつの第二の領域によって延長され、より大きな面積比で動作し、そのためにより高い高度において、場合によっては真空中において、性能を改善させる。
【００１４】
少なくともひとつの第二の領域の特別な輪郭は、ノズルが延長される高度に依存する。例えば、第一の領域の延長は、周囲圧力が、ノズルを通して排出される推進燃料の、第一の領域の末端における平均ノズル圧力よりも低い高度において起こることが好ましい。平均ノズル圧力は、ノズルを通して排出される推進燃料の、ノズル断面を横切る圧力を一次元的にまたは二次元的に平均することによって得ることができる。これは、第一の飛行区間が（地上での）やや過膨張の時にまたは（第一の飛行区間の終わりの時の）やや不足膨張のときに実行され、少なくともひとつの第二の領域の輪郭が第一の領域と比較して太くなることを意味する。しかし、原理的には、異なる高度における条件に対応する異なる輪郭を提供することができる。
【００１５】
原理的には、ノズルはさまざまな延長メカニズムによって、例えば、畳んだ状態から広げて出すこと（Entfalten）または旋回させて出すこと（Ausklappen）によって延長することができる。第二の領域はノズルの軸方向に動かし出すこと（Ausfahren）が好ましい。なぜなら、まさにこれによって、同時に機械的安定性を最大化しながら、少なくともひとつの第二の領域を第一の領域に対して確実に確定的な動きをさせることができるからである。延長過程の終わりまで、少なくともひとつの第二の領域は、実際上は自由噴流の領域と関わりを持たない。これはまた、ノズルに作用する負荷を減少させる。
【００１６】
本発明はさらに、ロケットエンジンの延長可能なノズルを提供し、このノズルにおいては、ノズルの軸方向のノズル輪郭は、第一の輪郭を有する第一の領域と、第二の輪郭を有する少なくともひとつの第二の領域とを持つ。少なくともひとつの第二の領域は、不連続なノズル輪郭を形成しながら第一の領域を延長するように構成されている。
【００１７】
少なくともひとつの第二の領域の輪郭は、自由噴流の輪郭に、周囲圧力がノズルを通して排出される推進燃料のノズル圧力よりも低い高度において、合わさる。少なくともひとつの第二の領域は、ノズルの軸方向に延長可能なように構成される。従来のメカニズム、例えば米国特許４，３８３，４０７号に開示されているものは延長メカニズムとして用いることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
本発明の特別な実施の形態を、図１〜３を参照して説明する。その中で、
【００１９】
図１は、過膨張状態の推進燃料がノズルを通して排出されている、低い高度におけるロケットエンジンのノズル輪郭の断面模式図である。
【００２０】
図２は、図１に示す図と似ているが、不足膨張状態の推進燃料がノズルを通して排出されている、高い高度におけるものである。
【００２１】
図３は、不足膨張となる高度において第二の輪郭の領域を延長することによって、本発明に係るノズルを延長する状態を示す模式図である。
【００２２】
ノズルが、第一の固定された輪郭の領域と第二の延長可能な輪郭の領域とを持つロケットエンジン用の延長可能なノズルの概念を説明する。このような概念は、特に、宇宙船のより低い段階でのエンジン、例えばブースターロケットに利用することができる。原理的にはエンジンを延長過程の間止めることができるが、これはエンジンの再始動を要することとなる。このことは失敗のリスクの増加の一因となり、また開発および検査に労力を一層かけなければならなくなる。また、ブースターが惰性で進む段階が生じる結果、これは最適でない飛行軌道となる恐れがある。したがって、エンジンが動作している間に、ノズルの第二の輪郭の領域を延長することが望ましい。延長過程で重要なのは、特に、エンジンの自由噴流と延長可能なノズルとの間の相互作用である。延長過程の枠組み（Rahmen）において特に重要なのは、自由噴流と第二の領域の壁体との接触中の機械的な負荷、および熱的な負荷である。今までは、これらの負荷はエンジン全体の複雑な構造によってしか吸収することができなかった。これはエンジンの重量を増加させ望ましくない。
【００２３】
図１および２は、異なる高度におけるロケットエンジンの自由噴流の振る舞いを模式的に図示する。図はおのおの、ロケットエンジンのノズル輪郭の第一の領域１の半分を断面図として示す。この第一の領域１は、ロケットエンジンの他の部分に固定され、ベル形の輪郭を持つ。おのおのの図はさらに、自由噴流２、すなわち、ロケットエンジンの自由噴流の輪郭の境界を示す。
【００２４】
図１は、低い高度Ｈ０における、例えば、地上における比を図示する。ここでは、過膨張状態が存在する。すなわち、第一の領域の末端における流出面において、ノズルを通して排出される推進燃料の平均ノズル圧力Ｐｍ，ｅが周囲圧力Ｐａよりも低い。
Ｐｍ，ｅ＜Ｐａ
この理由で、自由噴流２の縁は、ノズル輪郭の第一の領域１の輪郭の延長の内側で進行する。平均ノズル圧力は、例えば、流出面におけるノズル圧力の二次元的な平均により生じる。さらに、自由噴流の内側では圧力の調節が圧縮衝撃３により生じる。これを模式的に図１に示した。
【００２５】
図２は、高度Ｈ１における、例えば、宇宙空間の真空中における振る舞いを図示する。ここでは、不足膨張状態が存在する。すなわち、
Ｐｍ，ｅ＞Ｐａ
この場合、圧力の調節は、ノズルを通して排出される推進燃料の膨張により生じる。すなわち、自由噴流は扇形に広がる。これは模式的に、膨張扇（Expansionsfaecher）４として図示されている。自由噴流の縁は、今や第一のノズルの領域１の輪郭の延長の外側で進行する。
【００２６】
図３は、本発明に係るノズル延長部の配置を第二の領域５として示す。第二の領域５は、矢印で示された軸方向の変位という形で第一の領域１の末端に移動する。
【００２７】
もし、図３で描かれたノズル延長部が高度Ｈ０で配置されるとすると、自由噴流は、いわゆるエジェクター効果の結果として第二の領域５の壁体と接触することになる。しかし、これは高い側壁負荷を引き起こすこととなる。なぜなら、この接触は、自由噴流の突然の膨張と関わることになるからである。引き続いて、制御されない流れが第二の領域５の壁体から離れることにもなる。これが今度はエンジンに対して相応に高い負荷を引き起こすこととなる。さらに、第二の領域がこの高度でエンジンの一定した作動条件のもとで延長した後に、付加的な抵抗が最初に生じることとなる。なぜなら、周囲圧力は、第二の領域５におけるノズル圧力よりも高いからである。
【００２８】
しかし、ノズルを延長する役目を果たす第二の領域５は、もし高度Ｈ１で延長されるならば、延長の完了直後に付加的な推力を生み出すことができる。なぜなら、その場合、周囲圧力よりも大きいノズル圧力を持つノズル輪郭を実現することができるからである。もし、第一の領域１と第二の延長可能な領域５との間の境界において連続した曲線の輪郭を持つ、通常の輪郭を有する延長されたノズルが作製されたとすると、圧力は第二の領域において低下することとなり、ノズル輪郭は、延長されたノズルが実際には付加的な推力を提供することができるこの高度Ｈ１において自由噴流の縁の輪郭と全く一致しないこととなる。このような場合、結果として、自由噴流はノズルの輪郭に適合しなければならなくなる。この三次元的な適合の過程の間、側壁負荷が増加する。さらに、ノズルと自由噴流の縁との異なる輪郭は、延長過程の間、熱的負荷を増加させる原因となる。なぜなら、ノズルは、自由噴流の縁の領域の中に延長されなければならないからである。
【００２９】
よって、本発明の技術思想は、第二の延長可能な領域５の輪郭を、延長時の自由噴流２の縁の輪郭に一致させて、理想的には（但し、場合によっては相互作用効果、例えば、エジェクター効果を考慮することを除いて）第二の領域５が延長される当該高度Ｈ１において自由噴流の縁２の輪郭に、図３に示した通り、一致させて、設計することである。第二の領域５のこのような輪郭により、自由噴流は、ほんのわずかにしか、または、理想的には、まったく、当該輪郭に適合する必要がなくなる。第二の領域５の輪郭は自由噴流２の輪郭に非常に似ているので、非常に小さな側壁負荷および熱的負荷しか延長過程の間に生じない。ノズルの輪郭と自由噴流２の輪郭とのわずかなずれが、延長過程でのエジェクター効果に基づいて起こりうる適合のために、生じることがある。そのとき、第二の領域５が延長過程で自由噴流２と相互作用するとすぐに、自由噴流の近くの圧力は、現実の周囲圧力に比べて、低下する。
【００３０】
いかなる場合においても、ノズルの輪郭が、延長された状態で第一の領域１と第二の領域５とからなるなら、二つの領域の間にはっきりした屈曲部を持つ。なぜなら、第二の領域５の輪郭は、第一の領域１の輪郭に対して拡張しているからである。このことは、自由噴流が、第一の領域１における不足膨張のために、第二の領域を延長する前に、対応する周囲圧力に対して膨張するという事実から生じる。結果として、第二の領域５の輪郭は（上記のエジェクター効果を無視しても）ほぼ一定した圧力の輪郭線となる。これは、延長が完了した後では、第二の領域５の壁体に沿って壁体圧力が一定になるということにつながる。このような輪郭は、例えば、それ自体公知の特性曲線法により形成することができる。壁体圧力は打ち上げ軌道の最適化の結果として生じる。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】過膨張状態の推進燃料がノズルを通して排出されている、低い高度におけるロケットエンジンのノズル輪郭の断面模式図である。
【図２】図１に示す図と似ているが、不足膨張状態の推進燃料がノズルを通して排出されている、高い高度におけるものである。
【図３】不足膨張となる高度において第二の輪郭の領域を延長することによって、本発明に係るノズルを延長する状態を示す模式図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【国際公開パンフレット】
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【手続補正書】
【提出日】平成15年4月9日(2003.4.9)
【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】
ロケットエンジンのノズルを延長する方法であって、前記ノズルの輪郭の少なくともひとつの第二の領域（５）が、前記ノズルの輪郭の第一の領域（１）の延長として配置される方法において、前記第二の領域（５）による前記第一の領域（１）の延長が、周囲圧力が、前記ノズルを通して排出される推進燃料の、前記第一の領域（１）の末端における平均ノズル圧力よりも低く、前記第二の領域の輪郭が前記ロケットエンジンの自由噴流の輪郭に実質的に一致する高度において起こることを特徴とする方法。
【請求項２】
請求項１に記載の方法であって、前記ノズルが、前記ノズルの軸方向に前記第二の領域（５）を動かし出し、旋回させて出し、または畳んだ状態から広げて出すことにより、延長されることを特徴する方法。
【請求項３】
ロケットエンジンの延長可能なノズルであって、前記ノズルの輪郭が前記ノズルの軸方向に、第一の輪郭を持つ第一の領域（１）と、第二の輪郭を持つ少なくともひとつの第二の領域（５）を持ち、前記少なくともひとつの第二の領域（５）が、不連続なノズル輪郭を形成しながら前記第一の領域（１）を延長するように構成されているノズルにおいて、前記少なくともひとつの第二の領域（５）の輪郭が実質的に、周囲圧力が、前記ノズルを通して排出される推進燃料の平均ノズル圧力よりも低い高度で自由噴流（２）の輪郭に合わせられること、および前記少なくともひとつの第二の領域（５）を、前記ノズルの軸方向に動かし出し、旋回させて出し、または畳んだ状態から広げて出すことができるように、構成されていることを特徴とするノズル。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１２
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００１２】
このように、本発明の目的は、ロケットエンジンノズルの異なる高度への適合を、ノズル構造にかかる負荷を最小化しながら、改善する手段を提供することである。この目的は請求項１および３の特徴によって達成される。


【手続補正３】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１３
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００１３】
本発明は、ロケットエンジンのノズルを延長する方法を提案する。その方法では、ノズル輪郭の少なくともひとつの第二の領域が、ノズル輪郭の第一の領域の延長として配置される。すなわち、いわゆる延長可能なノズルが提供される。第二の領域による第一の領域のこの延長は、周囲圧力が、ノズルを通して排出される推進燃料の、第一の領域の末端における平均ノズル圧力よりも低く、ロケットエンジンの自由噴流の輪郭が実質的に第二の領域の輪郭と一致する高度において起こる。平均ノズル圧力は、ノズルを通して排出される推進燃料の、ノズル断面を横切る圧力を一次元的にまたは二次元的に平均することによって得ることができる。これは、第一の飛行区間が（地上での）やや過膨張の時にまたは（第一の飛行区間の終わりの時の）やや不足膨張のときに実行され、少なくともひとつの第二の領域の輪郭が第一の領域と比較して太くなることを意味する。よって、第二の領域は、該特定の高度における自由噴流の輪郭と実質的に一致する構造しか持たない。これは基本的には、第二の領域の輪郭は必ずしも自由噴流の輪郭と厳密に一致しなければならないというわけではないことを意味する。むしろ、もし第二の領域が自由噴流の領域に配置されるならばノズルの延長過程で生じる相互作用効果（例えば、エジェクター効果（Ejektor-Effekt））も、輪郭を決定するときに、考慮に入れることができる。この輪郭は、例えば試験またはシミュレーションを用いて明確にすることができる。少なくともひとつの第二の領域の輪郭を自由噴流の輪郭に合わせること、および当該少なくともひとつの第二の領域の輪郭が自由噴流の輪郭と実質的に一致する飛行軌道の一部の間においてノズルの延長過程を実行することは、生じる負荷、特に側壁負荷および熱的負荷を明らかに減少させることを可能にする。ノズル輪郭をある特定の高度で延長することは、ノズルをより高い高度での条件に適合させることに役立ち、したがって、ロケットエンジンをより効率的に使用することを可能にする。地上から該特定の高度までの第一の飛行区間の間は、流れの分離はノズル輪郭の第一の領域では起こらず、ロケットエンジンは比較的低い面積比で動作する。第一の飛行区間の終了後、ノズルは、該少なくともひとつの第二の領域によって延長され、より大きな面積比で動作し、そのためにより高い高度において、場合によっては真空中において、性能を改善させる。


【手続補正４】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１４
【補正方法】削除
【補正の内容】
【国際調査報告】
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