(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
固体ロケットモータのノズルのうちノズルスロート部よりも後方の壁面に開口形成された噴射口と、
固体ロケットモータのチャンバ内の燃焼ガスをノズルを経由することなく取り出して上記噴射口に供給するガス通路と、
前記ガス通路もしくは噴射口を開閉する噴射弁と、
前記ガス通路のうち噴射口よりも上流側に設けられて、燃焼ガスに含まれる溶融固形物を捕集する捕集手段と、
を備えていて、
前記噴射口はノズル円周方向の等分位置に複数設けられていて、いずれか一つの噴射口から選択的に燃焼ガスが噴射されるようになっているとともに、
ノズルの外側にこれと同芯状に環状の捕集手段が設けられていて、この捕集手段を複数の噴射口が共有しているものであることを特徴とするロケットの推力方向制御装置。
【請求項２】
前記捕集手段の内部に複数の隔壁を設けて断面略迷路状の捕集通路を形成したことを特徴とする請求項１記載のロケットの推力方向制御装置。
【請求項３】
前記噴射弁はソレノイドによって開閉駆動されるものであることを特徴とする請求項１または２に記載のロケットの推力方向制御装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はロケットの推力方向制御装置、特に二次流体噴射（Ｓｅｃｏｎｄａｒｙ  Ｌｉｑｕｉｄ  Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ  Ｔｈｒｕｓｔ  Ｖｅｃｔｏｒ  Ｃｏｎｔｒｏｌ，ＳＩＴＶＣもしくはＬＩＴＶＣという）による推力方向制御装置に関し、さらに詳しくは、ノズルスロート部下流の側壁から流体を噴射させることにより主流に対して二次流体を干渉させて、結果的に噴射した壁方向の横力（横比推力）を発生させて推力方向を制御するようにした装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来のＳＩＴＶＣもしくはＬＩＴＶＣとしては、二次噴射流体としてホットガスのほか、液体（Ｎ2Ｏ4、フレオン、過塩素酸ナトリウム水溶液）ならびに冷気体（Ｎ2、Ｈｅ）等を用いたものが広く知られている（例えば、「増補版  航空宇宙工学便覧」，昭５９．１０．１０，丸善（株）発行，Ｐ６５２〜６５４、ならびに特開平１−２７７６６６号公報等参照）。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
上記のような従来の推力方向制御装置では、ロケットのピッチ，ヨーを制御するために、ノズルに設けられる二次噴射流体の噴射口は少なくとも四つ必要であるとともに、各噴射口ごとに独立した複数の噴射流体収容タンク、噴射弁駆動用の電気−油圧式のサーボ弁および油圧源等をノズルのまわりに設ける必要があるために大幅な重量増加を招くほか、配管系統の複雑化に伴ってその気密性確認作業に多大な工数を要することとなって好ましくない。
【０００４】
特に、上記の油圧源として高圧窒素ガス等を併用するブローダウン方式のオイルタンクを用いた場合、ならびに使用する二次噴射流体によっては、射場設備として高圧ガスおよび二次噴射流体の充填装置が必要となるほか、発射直前のオペレーション作業も面倒になるという問題がある。
【０００５】
本発明は以上のような課題に着目してなされたもので、ロケット推進機関のチャンバ内の燃焼ガスの一部を取り出してこれを二次噴射流体として用いることによって、設備の簡素化と重量軽減を図り、併せて気密性確認作業やオペレーションの工数の削減を図った推力方向制御装置を提供しようとするものである。
【０００８】
請求項１に記載の発明は、固体ロケットモータのノズルのうちノズルスロート部よりも後方の壁面に開口形成された噴射口と、固体ロケットモータのチャンバ内の燃焼ガスをノズルを経由することなく取り出して上記噴射口に供給するガス通路と、前記ガス通路もしくは噴射口を開閉する噴射弁と、前記ガス通路のうち噴射口よりも上流側に設けられて、燃焼ガスに含まれる溶融固形物を捕集する捕集手段とを備えている。そして、前記噴射口はノズル円周方向の等分位置に複数設けられていて、いずれか一つの噴射口から選択的に燃焼ガスが噴射されるようになっているとともに、ノズルの外側にこれと同芯状に環状の捕集手段が設けられていて、この捕集手段を複数の噴射口が共有しているものであることを特徴としている。
【００１２】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の発明における捕集手段の内部に複数の隔壁を設けて断面略迷路状の捕集通路を形成したことを特徴としている。
【００１３】
請求項３に記載の発明は、請求項１または２に記載の発明における噴射弁がソレノイドによって開閉駆動されるものであることを特徴としている。
【００１４】
したがって、請求項１に記載の発明では、固体ロケットモータの燃焼チャンバ内の燃焼ガスを、ノズルを経由することなく一旦取り出した上で、これを二次噴射流体としてノズルスロート部後方の噴射口からノズル内に噴射すると、従来と同様に、噴射した壁方向の横力が発生して、ロケット全体としての推力方向が制御される。特にノズル円周方向等分位置に設けた複数の噴射口のうちのいずれかから選択的に燃焼ガスを噴射することにより、ロケットのピッチおよびヨー方向の姿勢を制御することができる。
【００１５】
これにより、チャンバ内の燃焼ガスを取り出して噴射口に導く通路と、噴射口を開閉する噴射弁とがあればよく、従来のような二次噴射流体を収容するためのタンク等が不要となる。
【００１６】
ここで、固体ロケットモータでは、推進薬自体に添加剤としてアルミニウム等を用いることによって発熱量増加に伴う性能向上を図っているため、燃焼ガスにはそのアルミニウムが溶けたもの、すなわち酸化アルミニウム（アルミナ）が含まれていることになる。
【００１７】
そこで、固体ロケットモータのチャンバ内の燃焼ガスを一旦取り出す一方で、噴射弁の前段側に捕集手段を設けているため、その燃焼ガスに含まれる上記アルミナ等の溶融固形物が捕集手段にて捕集されて除去される。このようにすることにより、噴射弁等へのアルミナの付着を防止することができる。
【００２１】
請求項２に記載の発明では、上記の捕集手段の内部に複数の隔壁を設けて断面略迷路状の捕集通路を形成してあるため、燃焼ガスが上記の捕集通路を通過しつつ隔壁に衝突することにより、その隔壁にアルミナ等の溶融固形物が付着して捕集される。
【００２２】
請求項３に記載の発明では、上記の噴射弁がソレノイドによって開閉駆動されることにより、従来のような電気−油圧式のサーボ弁や油圧源等が不要となる。
【００２３】
【発明の効果】
請求項１に記載の発明によれば、固体ロケットモータの燃焼チャンバ内の燃焼ガスの一部を一旦取り出し、これを二次噴射流体として用いてノズルスロート部後方の噴射口からノズル内部に噴射するようにしたため、ピッチおよびヨー方向の姿勢制御を容易に行えることはもちろんのこと、従来は必須とされた二次噴射流体収容タンクが不要となり、装置全体の簡素化と軽量化が図れるとともに、気密性確認作業に要する工数を削減でき、また、射場設備における流体充填装置も不要となるほか、その流体充填に要するオペレーション工数も削減できる効果がある。
【００２４】
加えて、ノズルの外側に設けられた環状の単一の捕集手段を複数の噴射口が共有しているかたちとなっているため、噴射口一つあたりの捕集容積ひいては捕集能力をより大きく確保できるほか、燃焼ガスに含まれるアルミナ等の溶融固形物を捕集手段にて予め除去した上で、これを二次噴射流体として用いて噴射するようにしたため、上記のアルミナ等の溶融固形物が噴射弁に付着してシール性を阻害することがなくなり、信頼性が向上する。
【００２９】
請求項２に記載の発明によれば、捕集手段の内部に複数の隔壁を設けて断面が略迷路状をなす捕集通路を形成したため、請求項１に記載の発明と同様の効果のほかに、捕集手段の捕集通路をより長く確保して捕集能力を一段と向上できる効果がある。
【００３０】
請求項３に記載の発明によれば、上記の二次噴射流体である燃焼ガスを噴射するための噴射弁がソレノイドによって開閉駆動される方式であるため、従来のサーボ弁や油圧源が一切不要となり、請求項１または２に記載の発明と同様の効果のほかに、装置全体の一層の簡素化と軽量化を実現できる効果がある。
【００３１】
図１〜３は本発明の前提となる基本技術を示す図で、ロケット推進機関として、固体ロケットモータに適用した場合の例を示している。
【００３２】
図１において、２は固体ロケットモータ１のチャンバ、３はそのチャンバ２の後部に設けられたノズルであって、チャンバ２の内部にはインシュレータ４を介して推進薬５が装填されている。この推進薬５は、例えば過塩素酸アンモニウム等の固体酸化剤粉末を、未端水酸基ポリブタジエン（ＨＴＰＢ）等に代表される高分子燃料（合成ゴム）を粘結剤として混合，硬化させたコンポジット系の推進薬であって、さらに添加剤としてアルミニウムの粉末を配合して発熱量増加に伴う性能向上を図っている。
【００３３】
前記ノズル３のうちノズルスロート部６よりも後方位置の外周にはノズル３と同芯状にリング状のホルダ７が装着されており、その円周方向の四等分位置には、図３に示すようにソレノイド９を駆動源とする電磁噴射弁８がそれぞれに設けられている。そして、各電磁噴射弁８のノズル噴射口１０はホルダ７に形成されたポート１１およびノズル３に形成された噴射口１２を通してノズル３の内部に開口している。
【００３４】
また、上記の各電磁噴射弁８とチャンバ２の後部との間にはガス通路となる導管１３がそれぞれに設けられており、これによって各電磁噴射弁８の入口側とチャンバ２後部の内部空間とが連通されているとともに、各導管１３の中間部には捕集手段としてのフィルタ１４が各別に介装されている。
【００３５】
上記の各電磁噴射弁８は、図３に示すように、ソレノイド９によりスプール１５を往復移動させることによりピントル１６を上下動させてそのノズル噴射口１０を開閉するもので、同図に示す閉状態では、ノズルボデイ１７の上部空間に連通するポート１８がスプール１５によって遮断されている一方、そのポート１８に隣接するもう一方のポート１９がバイパスポート２０，２１を介して入口ポート２２に連通しており、これによって入口ポート２２側に作用している燃焼ガス圧によりピントル１６が押し下げられて、入口ポート２２側からノズル噴射口１０側への燃焼ガスの流通を遮断している。すなわち、ピントル１６の大径部１６ａ上面と大径部１６ａ下面との受圧面積差のために、ピントル１６はノズル噴射口１０を閉止している。
【００３６】
その一方、電磁噴射弁８の開動作時には、ソレノイド９によってスプール１５を同図左方向に移動させると、ポート１８が外部に開放されるとともに、もう一方のポート１９が遮断され、ピントル１６の上部空間には外部雰囲気の圧力が作用するようになる。これによって、ピントル１６には入口ポート２２側の燃焼ガス圧が上向きに作用し、ピントル１６が上昇することによってノズル噴射口１０が開くことになる。
【００３７】
ここで、電磁噴射弁８のバルブケース２３内のガス通路となる部分のうちスプール１５やピントル１６およびそれらとの摺動部分が例えばセラミックで形成されているのに対して、それ以外の部分はＣＦＲＰ製のインシュレータ２４で覆われて熱的保護が施されている。
【００３８】
また、上記のフィルタ１４は、図２に示すように、内周面がＣＦＲＰ製のインシュレータ２５で覆われたケース２６内に同じくＣＦＲＰで形成された複数の隔壁（仕切板）２７を並設するとともに、各隔壁２７に千鳥状に連通孔２８を形成したもので、これによってフィルタ１４には断面が略迷路状をなす捕集通路２９が形成されている。
【００３９】
したがって、本技術によれば、チャンバ２内の推進薬５の燃焼に伴って高温，高圧のガスが生成され、この燃焼ガスがノズルスロート部６を通ってノズル３後方に噴出することによりロケットの飛翔に必要な推力を得る。この燃焼ガス温度は例えば３５００゜Ｋにも達し、添加剤として配合したアルミニウムの粉末が溶けたもの、すなわち溶融固形物であるアルミナが含まれており、同時に上記の燃焼ガス圧は導管１３とフィルタ１４を通して電磁噴射弁８にも作用している。
【００４０】
そして、必要なタイミングで上記の四つの電磁噴射弁８のうちのいずれか一つをＯＮ−ＯＦＦ制御し、前述したようにスプール１５を図３に実線で示す位置から同図左方向に前進させることにより、ピントル１６が上動してノズル噴射口１０が開くことになる。
【００４１】
例えば図１に示す電磁噴射弁８Ａを開動作させると、ノズル噴射口１０からノズル３自体に形成された噴射口１２を通してノズル内部３に燃焼ガスが二次噴射ガスとして噴射され、ノズルスロート部６を通過してきた主燃焼ガスと混合されてノズル３外部に噴出する。この時、噴射口１２から噴射された二次噴射ガスと主燃焼ガスとの混合領域すなわち二次噴射ガスが噴射された噴射口１２からノズル３の出口に向かう部分の圧力が他の部分よりも高くなるため、二次噴射ガスの噴射方向と逆向きの横力Ｆｓが発生し、これによってロケットの機体のピッチもしくはヨー方向の姿勢が変化することになる。
【００４２】
また、前述したように燃焼ガスにはアルミナが含まれているものの、各電磁噴射弁８の上流側に設置したフィルタ１４を通すことにより、上記燃焼ガスに含まれるアルミナが捕集され、スプール１５やピントル１６等の可動部分へのアルミナ付着が防止できることになる。すなわち、高温，高圧の燃焼ガスが各電磁噴射弁８に入る前にフィルタ１４内の比較的長い迷路状の捕集通路２９を通過させることにより、その燃焼ガスの温度が徐々に降下して最終的には電磁噴射弁８を形成している各要素の耐熱温度以下となる一方、燃焼ガス自体の温度低下とそのガスと各隔壁２７との衝突によって燃焼ガス中のアルミナ成分が各隔壁２７に付着して除去される。
【００４３】
このように、本技術によれば、チャンバ２内の燃焼ガスの一部を取り出して二次噴射ガスとして有効利用していることから、二次噴射ガスのためのタンク等が不要となることはもちろんのこと、燃焼ガス中に含まれる溶融固形物をフィルタ１４で除去しつつ温度低下を促進させるようにしているために、上記の溶融固形物の付着による電磁噴射弁８のシール性不良を防止できるとともに、同じく電磁噴射弁８の耐熱耐久性も向上することになる。
【００４４】
図４は上記基本技術を前提とした本発明の代表的な実施の形態を示す図で、先の基本技術では各電磁噴射弁８ごとにフィルタ１４も独立しているのに対して、本実施の形態では複数の電磁噴射弁８が単一のフィルタ３４を共有している点で異なっている。
【００４５】
すなわち、ノズル３の外周にはそのノズル３と同芯状に環状のフィルタ３４が配設されており、そのフィルタ３４のケース３０の内周面はＣＦＲＰ製のインシュレータ３１によって熱的保護が施されているとともに、その内部空間は穴あき円板状のＣＦＲＰからなる複数の隔壁３２によって仕切られ、さらに各隔壁３２には互いに最も遠くなるような位置関係のもとに連通孔３３が形成されている。これによって、フィルタ３４内には断面が略迷路状をなす捕集通路３５が形成されている。
【００４６】
本実施の形態におけるフィルタ３４の捕集原理は先の基本技術のものと同様であるが、基本技術のものと比べてその捕集通路３５の全長をきわめて大きく確保できる利点がある。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の前提となる基本技術を示す図で、固体ロケットモータの要部断面説明図。
【図２】図１に示すフィルタの要部断面説明図。
【図３】図１に示す電磁噴射弁の断面説明図。
【図４】  本発明の代表的な実施の形態を示す要部断面説明図。
【符号の説明】
１…固体ロケットモータ
２…チャンバ
３…ノズル
５…推進薬
６…ノズルスロート部
８…電磁噴射弁
１２…噴射口
１３…導管（ガス通路）
１４…フィルタ
２７…隔壁
２８…連通孔
２９…捕集通路
３２…隔壁
３３…連通孔
３４…フィルタ
３５…捕集通路
【図１】
0004001667.tif 000002
【図２】
0004001667.tif 000003
【図３】
0004001667.tif 000004
【図４】
0004001667.tif 000005