(57)【要約】【課題】燃焼装置の熱負荷の増大や自然性の二元推進剤燃焼装置の性能を低下させることなく比推力効率を向上させる姿勢制御及び方向転換用のスラスタを提供する。【解決手段】補強ガス供給装置２４は、噴射器の面３６の外縁３４と燃焼チャンバ１２との間に取り付けられたアコースティックキャビティマニフォルド３０を備える。この補強ガス供給装置２４により、補強ガスが、該補強ガスのタンク２６からアコースティックキャビティマニフォルド３０を通して燃焼チャンバ１２に噴射される。補強ガスの噴射によって、燃焼ガス流とチャンバ壁部１４との間に境界層が形成され、このチャンバ壁部１４の熱負荷が軽減されるとともにロケットエンジン１０の比推力が向上する。補強ガスは、水素などの活性元素やヘリウムなどの不活性元素を用いることができる。これにより、性能を低下させることなく比推力効率を向上させることができる。【選択図】図４Ｂ
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットエンジン用のアコースティックキャビティマニフォルドであって、
スラスト軸の周囲に画定された多数の軸方向に延びているアコースティックキャビティと、
上記の多数のアコースティックキャビティの各々と連通する多数の補強ガス開口部と、
上記の多数の補強ガス開口部の各々と連通し、上記スラスト軸の周囲に画定された円周方向の補強ガス供給マニフォルドと、を備えることを特徴とするマニフォルド。
【請求項２】
上記の円周方向の補強ガス供給マニフォルドは、半径方向に延びているアコースティックキャビティマニフォルドリング内に画定された円周方向のチャネルを備えることを特徴とする請求項１に記載のマニフォルド。
【請求項３】
上記の半径方向に延びているアコースティックキャビティマニフォルドリングは、円筒型の本体から半径方向に延びていることを特徴とする請求項２に記載のマニフォルド。
【請求項４】
上記の多数の軸方向に延びているアコースティックキャビティは、上記の円筒型の本体の内側の面に画定されることを特徴とする請求項３に記載のマニフォルド。
【請求項５】
噴射器アセンブリと、
スラスト軸の周囲に画定され、この噴射器アセンブリに取り付けられた燃焼チャンバと、
この燃焼チャンバと連通し、上記噴射器アセンブリに取り付けられたアコースティックキャビティマニフォルドと、を備えることを特徴とするロケットエンジン。
【請求項６】
上記アコースティックキャビティマニフォルドは、上記噴射器アセンブリの噴射器の面の外縁の周囲に取り付けられることを特徴とする請求項５に記載のロケットエンジン。
【請求項７】
上記アコースティックキャビティマニフォルドは、燃焼チャンバ壁部に沿った多数の補強ガス開口部を備えることを特徴とする請求項５に記載のロケットエンジン。
【請求項８】
上記アコースティックキャビティマニフォルドは、上記スラスト軸の周囲に画定された多数の軸方向に延びているアコースティックキャビティを画定することを特徴とする請求項５に記載のロケットエンジン。
【請求項９】
上記の多数の軸方向に延びているアコースティックキャビティは、上記燃焼チャンバの燃焼チャンバ壁部と軸方向に整列することを特徴とする請求項８に記載のロケットエンジン。
【請求項１０】
上記噴射器アセンブリは、酸化剤と燃料を上記燃焼チャンバに伝達することを特徴とする請求項５に記載のロケットエンジン。
【請求項１１】
さらに、補強ガス供給装置と結合した二元推進剤用バルブ装置を備え、補強ガス、酸化剤及び燃料を上記燃焼チャンバに同期して投入することを特徴とする請求項５に記載のロケットエンジン。
【請求項１２】
さらに、上記二元推進剤用バルブ装置のバルブ用パワーピストンによって作動する上記補強ガス供給装置の補強ガス投入バルブを備えることを特徴とする請求項１１に記載のロケットエンジン。
【請求項１３】
さらに、上記補強ガスに関連したパイロットバルブを備え、このパイロットバルブの電動操作により、上記補強ガスを、上記二元推進剤用バルブ装置の主段バルブを作動させる上記のバルブ用パワーピストンに選択的に伝達することができることを特徴とする請求項１２に記載のロケットエンジン。
【請求項１４】
上記パイロットバルブを作動させることによって、上記補強ガスを、上記補強ガス投入バルブを通して上記アコースティックキャビティマニフォルドに選択的に伝達することができることを特徴とする請求項１３に記載のロケットエンジン。
【請求項１５】
ロケットエンジンの比推力効率を向上させる方法であって、
（Ａ）補強ガスを、スラスト軸の周囲に画定された燃焼チャンバ壁部に沿ったアコースティックキャビティマニフォルドを通して、燃焼チャンバに噴射するステップ、
を備えることを特徴とする向上方法。
【請求項１６】
上記ステップ（Ａ）は、さらに、
（ａ）上記燃焼チャンバ壁部に沿った上記補強ガスにより流れのベクトルを発生させるステップと、
（ｂ）上記燃焼ガス流と上記燃焼チャンバ壁部との間で補強ガスの境界層を移行させるステップと、を備えることを特徴とする請求項１５に記載の向上方法。
【請求項１７】
上記ステップ（Ａ）は、さらに、
（ａ）ヘリウムを上記補強ガスとして噴射するステップ、
を備えることを特徴とする請求項１５に記載の向上方法。
【請求項１８】
上記ステップ（Ａ）は、さらに、
（ａ）水素を上記補強ガスとして噴射するステップ、
を備えることを特徴とする請求項１５に記載の向上方法。
【請求項１９】
上記ステップ（Ａ）は、さらに、
（ａ）上記補強ガスを、上記燃焼チャンバ内のチャンバ圧力を上回る圧力で上記アコースティックキャビティマニフォルドに噴射するステップ、
を備えることを特徴とする請求項１５に記載の向上方法。
【請求項２０】
さらに、
（Ｂ）二元推進剤用バルブ装置の動作を補強ガス投入バルブにリンクさせ、この補強ガス、酸化剤及び、燃料を上記燃焼チャンバに同期して噴射するステップ、
を備えることを特徴とする請求項１５に記載の向上方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケットエンジンに関し、特にチャンバのノズルの境界層冷却効果を向上させるとともに比推力効率を向上させたガス補強型の方向転換及び姿勢制御用のスラスタに関する。
【背景技術】
【０００２】
自動点火式ロケットエンジンは、通常、四酸化二窒素などの酸化剤及びモノメチルヒドラジンなどの燃料の２つの推進剤を使用し、これらの推進剤は、燃焼チャンバに噴射されて自動点火し、確実で高効率の性能及びスラスト（推力）をもたらす。自動点火式ロケットエンジンは、種々の機体用の方向転換及び姿勢制御用スラスタとして頻繁に用いられている。
【０００３】
方向転換及び姿勢制御用のスラスタは、方向転換操作及び姿勢制御に応じて着火され、定常状態での運転もしくはパルスモードによる運転が可能になる。比推力効率を向上させることによって、比較的小さなロケットノズルを用いることが可能になり、また同等の運動性能を生み出すのに必要な推進剤の量がより少なくなるので、これに対応して推進剤のタンクの大きさを小型にすることができる。推進剤を節約することによって、機体の総重量が減少し、全体の機体の大きさが比較的小さくなり、機体を打ち上げるブースタ段の必要性が低下する。これらの性能向上の全ては、ミサイル防衛や宇宙ベースでの計画のために、中間軌道修正やブースト段階での迎撃ミッションを行うのに必要不可欠である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、比推力効率を向上させることによって、自然性の推進剤燃焼装置の性能が著しく低下することやスラスタの燃焼チャンバの熱負荷が著しく増大することがないようにしなければならない。即ち、これらの性能低下が、比推力効率の向上によってもたらされる利点を打ち消す可能性がある。
【０００５】
従って、燃焼装置の熱負荷を著しく増大させることや自然性の推進剤燃焼装置の性能を低下させることなく比推力効率を向上させる高性能の姿勢制御及び方向転換用のスラスタを提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明によるロケットエンジンによって、自然発火による燃焼過程において性能を向上させる補強ガス装置が提供される。補強ガス装置により、補強ガスがこのガスのタンクから、噴射器アセンブリによって画定された噴射器の面の周辺部と燃焼チャンバとの間に取り付けられたアコースティックキャビティマニフォルドを通して、燃焼チャンバに噴射される。補強ガスは、水素などの活性元素もしくはヘリウムなどの不活性元素であってもよい。
【０００７】
アコースティックキャビティマニフォルドによって、補強ガスが、燃焼チャンバに噴射されて自然性のスラスタ燃焼ガス流とチャンバ壁部との間に境界層を形成し、燃焼チャンバ壁部の熱負荷を軽減する。補強ガスは、アコースティックキャビティマニフォルドを通して燃焼チャンバ壁部に沿った流れのベクトルに従って投入され、最適な境界層の移行をもたらす。これにより、専用の液体燃料による境界層冷却の必要性が低下し、自然性燃料の大部分を自然発火による燃焼過程に用いることができる。
【０００８】
補強ガス流がチャンバのスロート部を通過してチャンバノズルに入るときに、このガスが膨張する。補強ガスが過熱して急速に膨張するので、この膨張によって、ノズルの性能が向上する。ノズルの超音速流中の膨張特性により、エンジンの比推力が向上し、これにより、比較的小さいノズルを用いることが可能になり、これに対応して推進剤のタンクの大きさを小型にすることができる。
【０００９】
アコースティックキャビティマニフォルドを通して補強ガスを分離することによって、補強ガス供給装置の自然性の推進剤の特性に干渉することなく補強ガスを投入することが可能になるので、このガスにより、自然性の二元推進剤燃焼装置の性能が低下しない。
【００１０】
ガス補強装置は、二元推進剤供給装置の既存の該推進剤用バルブ装置と一体化した補強ガスバルブ作動装置を備え、これにより、独立した外付けの制御装置が不要になる。二元推進剤用バルブ装置を補強ガス装置にリンクさせることによって、補強ガスを同期して投入することが可能になり、パルスモードによる運転や定常状態での運転中に、非常に複雑な独立したガス供給装置を制御することなしにエンジンのスラストが増加する。
【００１１】
従って、本発明により、燃焼装置の熱負荷が著しく増大することや自然性の推進剤燃焼装置の性能を低下させることなく比推力効率を向上させる高性能の姿勢制御及び方向転換用のスラスタが提供される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
図１は、運動エネルギ迎撃機（ＫＥＩ）などの高性能の機体用の方向転換及び姿勢制御用スラスタの代表的なロケットエンジン１０の部分断面略図を示している。エンジン１０は、自動点火式のロケットエンジンに関して記述されているが、他のロケットエンジンもまた、本発明から利点を得られることが理解されるべきである。
【００１３】
エンジン１０は、通常、スラスト軸Ａの周囲の燃焼チャンバ壁部１４によって画定された燃焼チャンバ１２を備える。燃焼チャンバ壁部１４によって、燃焼チャンバノズル１６及び燃焼チャンバスロート部１８が、スラスト軸Ａに沿って画定される。
【００１４】
燃焼チャンバ１２は、噴射器アセンブリ２０に取り付けられる。マウント２８によって、燃焼チャンバ１２が噴射器アセンブリ２０に保持され、このアセンブリ２０は、二元推進剤（バイプロペラント）用の２段式バルブ５２に取り付けられる。さらに、この２段式バルブ５２は、機体の構造体Ｖ（概略的に図示）に取り付けられる。バルブ５２及び噴射器アセンブリ２０は、二元推進剤供給装置４６を通して、酸化剤タンク（符号２２によって概略的に図示）から四酸化二窒素などの酸化剤及び、燃料タンク（符号２３によって概略的に図示）からモノメチルヒドラジンなどの燃料を燃焼チャンバ１２に供給する。２つの推進剤が、燃焼チャンバ１２に噴射されて自動点火し、確実で高効率の性能及びスラストをもたらす。
【００１５】
補強ガス供給装置２４によって、補強ガスが、補強ガスタンク（符号２６によって概略的に図示）から噴射器アセンブリ２０を介して燃焼チャンバ１２に噴射される。補強ガス供給装置２４は、噴射器アセンブリ２０によって画定された噴射器の面３６（図１Ｂにも図示）の外縁３４と、スラスタの動作を安定させる燃焼チャンバ１２と、の間に取り付けられたアコースティックキャビティマニフォルド３０（図２）を備える。種々の機体の各種の構造的な配置が本発明に用いられてもよく、また本明細書に詳細を示す必要がないことが理解されるべきである。種々のアコースティックキャビティマニフォルドは、本発明から利点を得られることがさらに理解されるべきである。
【００１６】
図２を参照すると、アコースティックキャビティマニフォルド３０は、多数の軸方向に延びているアコースティックキャビティ３８を画定するほぼ円筒型の本体３２を備える。多数の軸方向に延びているアコースティックキャビティ３８は、中心軸Ａに向けて延びている多数の半径方向に延びているリブ３３によって画定される。
【００１７】
アコースティックキャビティマニフォルド３０によって、アコースティックキャビティ３８の各々の内側に位置した多数の補強ガス開口部４２と連通する補強ガス分配マニフォルド４０が画定される。即ち、補強ガス分配マニフォルド４０は、ほぼ円筒型の本体３２から半径方向に延びているアコースティックキャビティマニフォルドリング４４の軸方向の一方の側に位置し、補強ガスが、アコースティックキャビティマニフォルド４０から該リング４４の反対側の軸方向の側にある多数の補強ガス開口部４２へと連通している。補強ガス分配マニフォルド４０は、好ましくは補強ガスを補強ガスタンク供給装置２４から受け取って、該ガスをアコースティックキャビティマニフォルド３０の周囲に均等に分散させる単一の円周方向のチャネルである。種々の補強ガス供給装置が、本発明で使用できることが理解されるべきである。アコースティックキャビティ３８及び多数の補強ガス開口部４２によって、補強ガスが、燃焼チャンバ壁部１４に隣接する噴射器の面の周囲に沿って燃焼チャンバ１２に分配供給される。
【００１８】
一実施例においては、アコースティックキャビティマニフォルド３０は、９つのアコースティックキャビティ３８内に均等に分配された４５個の補強ガス開口部４２を有する。アコースティックキャビティ３８及び補強ガス開口部４２の数は、エンジンの構造によって決まるものの、その概念は、同様に適用されることが理解されるべきである。
【００１９】
多数の軸方向に延びているアコースティックキャビティ３８が、噴射器の外縁３４の周囲に画定される。多数のリブ３３が、円筒型の本体３２から延びて噴射器の外縁３４と接触しており、本体３２とこの外縁３４との間の空間を区分して、多数の軸方向に延びているアコースティックキャビティ３８（図１Ｂ及び図１Ｃ）を画定する。
【００２０】
図４Ａを参照すると、アコースティックキャビティマニフォルド３０によって、補強ガスが、燃焼チャンバ１２に噴射され、自然性の燃焼ガス流とチャンバ壁部１４との間に境界層を形成する。水素などの活性元素による自然性のロケット推進剤のガス補強により、自然発火による燃焼過程で水素が燃焼することによって、燃焼過程における性能が改善し、燃焼効率が向上する。水素（またはヘリウムなどの不活性元素であっても）を用いることによって、境界層冷却効果が著しく向上し、チャンバ壁部１４の熱負荷が低減される。
【００２１】
従来は、専用のある量の燃料冷却剤が、燃焼による熱負荷を軽減するために、チャンバ壁部に沿って供給される。このチャンバを冷却する従来の方法は、結果的に最適な混合効率より低い混合効率をもたらすとともに、理想的な燃焼効率より低い燃焼効率をもたらす。より効率的な補強ガス（水素またはヘリウム）をチャンバ壁部１４（図３Ｂ）に沿って噴射することによって、専用の液体燃料（モノメチルヒドラジン）による境界層冷却の必要性が低下もしくは無くなり、これにより、自然性燃料の大部分または全てを、自然発火による燃焼過程において直接用いることができる。
【００２２】
補強ガス流がチャンバスロート部１８を通過してノズル１６に入るときに、このガスの層が膨張する。補強ガスがノズル１６を通って膨張する際に、該ガスが過熱して急速に膨張するので、ノズルの性能が向上する。ノズル１６の超音速流中の膨張特性により、比推力が約１０〜１５秒向上する。比推力効率を向上させることによって、ロケットのノズルをより小さくすることが可能になり、同等のスラストを発生させるのに用いられる推進剤の量がより少なくなるので、これに対応して機体の推進剤のタンクの大きさを小型にすることができる。推進剤を節約することによって、機体の総重量が減少し、全体の機体の大きさが小型になり、機体を打ち上げるブースタ段の必要性が低下する。これらの性能向上の全ては、ミサイル防衛や宇宙ベースでの計画のために、中間軌道修正やブースト段階での迎撃ミッションを行うのに必要不可欠である。
【００２３】
さらに、補強ガスの噴射方法により、自然性の推進剤の燃焼性能が低下することはない。自然性の推進剤の燃焼は、それぞれの流れが燃焼キャビティ１２内の中心位置において互いに交差して接触することにより生じる。アコースティックキャビティマニフォルド３０を通して補強ガスを分離することによって、この補強ガスが別に噴射される。アコースティックキャビティ３８を通して補強ガスを投入することによって、流れのベクトルが、燃焼チャンバ壁部に沿って発生し、これにより、最適な境界層の移行がもたらされる。即ち、補強ガスにより、外側の“被覆”が形成され、漂遊している自然性推進剤の流れが燃焼チャンバ壁部に衝突することを阻止し、この流れを通した燃焼を防止するという２次的な効果を有する。補強ガスは極めて圧縮しやすく、また自然性の燃焼による熱及び圧力が極めて高いので、このガスは、燃焼チャンバならびにノズル壁部に対して圧縮され、燃焼生成物に対する境界層をもたらす。多少のガスは、自然発火による燃焼時に混合するが、燃焼時の高温ガスの温度が、水素やヘリウムの膨張を引き起こすので、性能が向上する。
【００２４】
図４Ａを参照すると、補強ガス供給装置２４は、二元推進剤供給装置５４の既存の該推進剤用バルブ装置５２とリンクした補強ガス投入バルブ４８を備え、これにより、独立した外付けの制御装置が不要になる。しかしながら、種々のバルブ装置もまた、本発明で使用可能であることが理解されるべきである。
【００２５】
作動中は、エンジンの点火が、バルブ作動ガス供給源６２から供給されたバルブ作動ガスＧVの作用を介して行われる。また、バルブ作動ガスＧVは、補強ガス供給タンク２６から独立したヘリウムや水素の供給源によって供給されてもよいことが理解されるべきである。即ち、具備したガス供給源の使用を適切に制御するために、補強ガス供給タンク２６は、自然性の燃焼ガス流とチャンバ壁部１４との間の境界層に用いるガスＧBを供給するために確保され、別の独立したヘリウムや水素のバルブ作動ガス供給源６２が、広く知られている他の機体の動作に用いられる。ブースタ後段部分及び攻撃用ロケットの双方においては、タンクを排除して高圧のヘリウムの大型供給源が容易に得られ、ガス作動バルブの作動が行える。水素供給源は、低温冷却される目標検知追尾装置（ｃｒｙｏ−ｃｏｏｌｅｄ  ｓｅｅｋｅｒ  ｓｙｓｔｅｍ）を用いる攻撃用ロケットに一般に使用されている。
【００２６】
図４Ｂを参照すると、補強ガス供給源２６は、バルブ及び他の機体のガス駆動機構を作動させるガスＧVとして用いられるとともに、さらに境界層に用いるガスＧBを供給するために用いられる。補強ガスＧBは、電気的制御器（概略的に図示）によって選択的に作動する二元推進剤用バルブ装置５２の電動パイロットバルブ５６に伝達される。電動パイロットバルブ５６は、二元推進剤用バルブ装置５２の主段バルブ６０を作動させるガス作動バルブのパワーピストン５８を用いて、補強ガスの伝達が選択的にできるように電気的に作動する。即ち、電動パイロットバルブ５６によってガス流が制御され、このガス流が、ガス作動バルブのパワーピストン５８に動力を供給してガス作動式の主段バルブ６０を作動させ、推進剤を二元推進剤用バルブ装置５２を通して流すことを選択的に可能にする。
【００２７】
また、パイロットバルブ装置５６と一体化した補強ガス投入バルブ５７は、好ましくは二元推進剤用バルブ装置５２によって作動する。一体化した補強ガス投入バルブ５７を作動させることによって、補強ガスが、アコースティックキャビティマニフォルド３０に選択的に流入すると同時に二元推進剤の主段バルブ６０が作動し、これにより、この補強ガスの投入が、燃焼チャンバ１２への二元推進剤の投入と正確に一致する。これは、自動点火式のスラスタはパルスモードでの運転にしばしば用いられるので、重要である。二元推進剤用バルブ装置５２と補強ガスのパイロットバルブ５６への導入とをリンクさせることによって、この補強ガスを同期して投入することが容易に可能になり、パルスモードや定常状態での運転中に、非常に複雑な独立したガス供給装置を制御することなしにスラスタの動作が向上する。
【００２８】
補強ガスパイロットバルブ５６が開いた後に、補強ガスが、噴射器アセンブリ２０の使用可能な領域を通って貫通している単一の供給通路（図３Ｂ）を介して供給される。つまり、単一の供給通路のみが、アコースティックキャビティ３８及びこれに対応する開口部４２を通して燃焼チャンバ１２の周辺部の周囲に供給されるべき補強ガスを供給するために、アコースティックキャビティマニフォルド３０の補強ガス分配マニフォルド４０と連通する必要がある。
【００２９】
チャンバの圧力が過度に高くなる可能性があるので、自然性の燃焼ガスが逆流して補強ガス装置内で断続燃焼（ｃｈｕｇｇｉｎｇ）しないように、アコースティックキャビティマニフォルド３０内への補強ガスの入口圧力は、燃焼チャンバ１２の圧力より３０％〜４０％高いことが好ましい。これは、通常運転中に二元推進剤用バルブ装置５２を作動させるのに必要なガス圧力に十分に対応する。この圧力においては、アコースティックキャビティマニフォルド３０を出る補強ガスの速度は、噴流である自然性の推進剤の噴射速度と概ね一致し、燃焼チャンバの自然性の燃焼ガス流に対する円滑な移行が実現する。
【００３０】
補強ガスは、アコースティックキャビティマニフォルド３０のアコースティックキャビティ３８を出るが、このキャビティ３８が燃焼チャンバ１２の外形状に軸方向に整列しているので、チャンバの境界層（図３Ａ及び図３Ｂ）へと直接かつ円滑な移行を容易にする。この境界層によって、冷却能力が向上し、これにより、燃料を冷却剤としてチャンバ壁部に付加的に案内する必要が最小限になるか或いは無くなる。
【００３１】
使用している補強ガスが水素である場合、この水素と未使用の四酸化二窒素が結合して燃焼することにより、自然性の推進剤の燃焼効率を向上させるという更なる利点が得られる。使用しているガスがヘリウムもしくは水素である場合、これらのガスが過熱するため、これらのガスの膨張特性が向上してノズル内の膨張性能が向上する。出願人は、解析を通して、１２：１の中規模の面積比において比推力が約１０秒向上することを確認した。さらに、より高い面積比のノズルが用いられるときに、この向上効果がより顕著になる。特定のスラスタ及び機体のミッションを最適化することによって、性能の向上がもたらされ、これに対して供給源のガスを利用することによる微調整が可能であることが理解されるべきである。
【００３２】
ガス補強装置の構成要素は、好ましくは既存のスラスタのバルブ／噴射器構造体と一体化しており、特別な材料を必要としない。ガスの補強は、より小さいスラストによる姿勢制御やより大きな軸流エンジンを問わず、二元推進剤によるスラストの作動レベル全般に用いることができる。また、ガスの補強は、液体燃料を用いる自動点火式スラスタに限定されず、このようなスラスタと同様に性能を向上させるために、ガス、液体、或いは固体燃料を用いるロケットモータの燃焼チャンバ及びノズルに適用することができる。
【００３３】
“前方”、“後方”、“上方”、“下方”、“上流側”、“下流側”などの相対的な位置に関する用語は、機体の通常の運転時の姿勢を基準にしており、他に限定していればこれらの用語を考慮しなくてもよいことが理解されるべきである。
【００３４】
特定の構成要素の構成が図示された実施例に開示されているものの、他の構成もまた、本発明から利点を得られることが理解されるべきである。
【００３５】
特定のステップの順序が図示、記述され、また請求項に記載されているが、これらのステップは、他に指示がなければ、あらゆる順序で、別々に、或いは組み合わせて行ってもよく、また本発明から利点を得られることが理解されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１Ａ】本発明で用いられる例示的なロケットエンジンの実施例の方向転換及び姿勢制御用のスラスタの断面図。
【図１Ｂ】図１Ａのロケットエンジンの噴射器の面の正面図。
【図１Ｃ】例示的なロケットエンジンの補強ガス供給装置の拡大図。
【図２】本発明のアコースティックキャビティマニフォルドの部分断面斜視図。
【図３Ａ】自然性の燃焼ガス流と燃焼チャンバ壁部との間の境界層を概略的に示している断面図。
【図３Ｂ】アコースティックキャビティマニフォルドによって発生した境界層を概略的に示している拡大図。
【図４Ａ】本発明のアコースティックキャビティに用いられる１つの二元推進剤用バルブ装置のブロック線図。
【図４Ｂ】一体化されたロケットエンジン内において、本発明のアコースティックキャビティに用いられる１つの二元推進剤用バルブ装置のブロック線図。
【符号の説明】
【００３７】
１４…燃焼チャンバ壁部
１８…燃焼チャンバスロート部
２６…補強ガス供給源
３０…アコースティックキャビティマニフォルド
５２…二元推進剤用バルブ装置
５４…二元推進剤供給装置
５６…電動パイロットバルブ
５７…補強ガス投入バルブ
５８…パワーピストン
６０…主段バルブ
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図１Ｃ】
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【図２】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【図４Ａ】
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【図４Ｂ】
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