(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
偏心ロケットエンジンの各々が各燃焼室を備え、ロケットモータ組立体の長手方向軸線から片寄っており、前記偏心ロケットエンジンのうち選択された１つまたはグループを独立して点火することによって前記ロケットモータ組立体の姿勢制御を可能にするように構成配置された偏心ロケットエンジンの配列と、
前記偏心ロケットエンジンの１つまたはグループに流体酸化剤を送ることが可能になるように前記偏心ロケットエンジンと作動的に連通している１つまたは複数の流体酸化剤源と、
前記流体酸化剤と燃料成分との間で燃焼反応を開始するために前記偏心ロケットエンジンの選択された１つ又はグループに流体点火剤を供給することができるように前記偏心ロケットエンジンと作動的に連通する１つまたは複数の流体点火剤源と、を有する推進装置を備えたロケットモータ組立体において、
前記偏心ロケットエンジンの少なくともいくつかはハイブリッドロケットエンジンであり、該ハイブリッドロケットエンジンにおいて、前記燃料成分は、前記ハイブリッドロケットエンジンの前記燃焼室に収容された固体燃料粒子を含むことを特徴とするロケットモータ組立体。
【請求項２】
前記推進装置は、前記ロケットモータ組立体の長手方向軸線に沿って推力を発生するために構成配置された主軸線方向ロケットエンジンを有する請求項１に記載のロケットモータ組立体。
【請求項３】
前記主軸線方向ロケットエンジンは、１つまたは複数の前記流体酸化剤源と流体連通するハイブッリッドロケットモータである請求項２に記載のロケットモータ組立体。
【請求項４】
前記推進装置は、前記ロケットモータ組立体の長手方向軸線に沿って集合的に推力を発生するように構成配置された複数の主ロケットエンジンを有する請求項１に記載のロケットモータ組立体。
【請求項５】
前記主ロケットエンジンは、１つまたは複数の前記流体酸化剤源に流体連通したハイブリッドロケットエンジンである請求項４に記載のロケットモータ組立体。
【請求項６】
１つまたは複数の流体酸化剤制御弁を有し、前記流体酸化剤制御弁の各々は、前記１つまたは複数の流体酸化剤源から前記ハイブリッドロケットエンジンの１つまたはグループへの流体酸化剤の流れを制御する請求項１に記載のロケットモータ組立体。
【請求項７】
前記流体制御弁の各々は、前記ハイブリッドロケットエンジンの１つまたはグループへの前記流体酸化剤の可変制御を可能にする請求項６に記載のロケットモータ組立体。
【請求項８】
流体点火剤を冷却し、前記流体酸化剤源の前記流体酸化剤を加圧することができるように１つまたは複数の前記流体酸化剤源を１つまたは複数の前記流体点火剤源に接続する通路に配置される少なくとも１つの冷却装置を有する請求項１に記載のロケットモータ組立体。
【請求項９】
前記流体点火剤は、前記流体酸化剤とともに燃焼可能な燃料を含む請求項１に記載のロケットモータ組立体。
【請求項１０】
１つまたは複数の流体点火剤制御弁を有し、前記流体点火剤制御弁の各々は、前記１つまたは複数の流体点火剤源から前記ハイブリッドロケットエンジンの１つまたはグループへの前記流体点火剤の流れを制御する請求項１に記載のロケットモータ組立体。
【請求項１１】
前記偏心ロケットエンジンの少なくともいくつかは前記流体点火剤と前記燃料成分が同じであり、前記流体点火剤は、前記流体酸化剤と前記流体点火剤との間で燃焼反応を開始するために十分な濃さを有し十分に高温である二流体ロケットエンジンである請求項１に記載のロケットモータ組立体。
【請求項１２】
前記推進装置は、前記ロケットモータ組立体の長手方向軸線に沿って推力を生じるように構成配置された主軸線方向ロケットエンジンを有する請求項１１に記載のロケットモータ組立体。
【請求項１３】
前記主軸線方向ロケットエンジンは、１つまたは複数の前記流体酸化剤源と流体連通している請求項１２に記載のロケットモータ組立体。
【請求項１４】
前記推進装置は、前記ロケットモータ組立体の長手方向に軸線に沿って集合的に推力を生じるように構成配置された複数の主ロケットエンジンを有する請求項１１に記載のロケットモータ組立体。
【請求項１５】
１つまたは複数の流体酸化剤制御弁を有し、前記流体酸化剤制御弁の各々は、前記１つまたは複数の流体酸化剤源から前記二流体ロケットエンジンの１つまたはグループへの前記流体酸化剤の流れを制御する請求項１１に記載のロケットモータ組立体。
【請求項１６】
前記流体酸化剤制御弁は、前記二流体ロケットエンジンの前記１つまたはグループへの前記流体酸化剤の可変制御を可能にする請求項１５に記載のロケットモータ組立体。
【請求項１７】
流体点火剤を冷却し、前記流体酸化剤源の前記流体酸化剤を加圧するために１つまたは複数の前記流体酸化剤源を１つまたは複数の前記流体点火剤源に接続する通路に配置される少なくとも１つの冷却装置を有する請求項２に記載のロケットモータ組立体。
【請求項１８】
１つまたは複数の流体点火剤制御弁を有し、前記流体点火剤制御弁の各々は、前記１つまたは複数の流体点火剤源から前記二流体ロケットエンジンの１つまたはグループへの流体点火剤の流れを制御する請求項１１に記載のロケットモータ組立体。
【請求項１９】
前記流体点火剤制御弁の各々は、前記二流体ロケットエンジンの１つまたはグループへの前記流体点火剤の可変制御を可能にする請求項１８に記載のロケットモータ組立体。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はロケット組立体の飛行方向を制御する推力及び／又は偏向エンジンとして機能する偏心ロケットエンジンの配列を含むロケット推進装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空宇宙飛行体関連の技術分野において、種々の型式の推進装置が知られている。多数のこれらの装置は、推力と姿勢制御とを提供するように構成されている。これらの装置の各々は、それ自身特徴ある利点と欠点とを有する。
【０００３】
しかしながら、既存の推進装置及び姿勢制御装置は、固体推進装置に見られる大きなエネルギー密度と制御可能な推力の組み合わせを達成することができず、同時に、流体またはハイブリッド装置の信頼性のある停止及び再点火性能を実現することができないことである。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、高推進性能を備え、しかも正確な姿勢制御を達成するために所望のときに個々のエンジンまたはエンジンの組を独立して停止し、信頼性のある再点火を可能にすることができる推進装置を有するロケットモータ組立体を提供することである。
【０００５】
本発明による推進装置は、各々が燃焼室を有する偏心ロケットエンジンの配列を有する。以下に用いる「偏心」という用語は、偏心ロケットエンジンの選択されたエンジンまたはグループの点火がロケット組立体の姿勢制御を可能にするように偏心ロケットエンジンが、ロケットモータ組立体の長手方向軸線から片寄っていることを意味する。偏心ロケットエンジンは、ロケット組立体の長手方向軸線から個々に片寄っているが、偏心モータは、例えば、集合的にロケット組立体の長手方向軸線の周りに同心リングを形成し、偏心ロケットモータの一部分、またはその全部を同時に点火することによって姿勢制御を行うことなくロケット組立体に推力を与えることができる。この明細書で使用する「姿勢制御」という用語は、飛行中のロケット組立体のピッチ（縦揺）、ヨー（偏揺）、及び／又はロール（横揺）を制御することを意味する。
【０００６】
さらに推進装置は、偏心ロケットエンジンと作動的に協働して流体酸化剤源から偏心ロケットエンジンの燃焼室に流体酸化剤を供給することができるように１つまたは複数の流体酸化剤源（例えば、貯蔵タンク）を有する。例えば、流体酸化剤を偏心ロケットエンジンの各々に送る１つの流体酸化剤源を備えることができる。別の例として、複数の流体酸化剤源が、各々、対応する１つまたは複数の偏心ロケットエンジンに連通することができる。代表的な流体酸化剤は、ヒドロゲンパーオキサイド、ニトロゲンテトロキサイド、抑制赤煙硝酸（IRFNA)、ヒドロキシルアンモニウムニトレート(HAN)、アンモニウムニトレート（AN)、アンモニウムパークロレート、ヒドロキシルアンモニウムパクロレート（HAP)、及びこの技術分野でよく知られた他の酸化剤のような主酸化剤を含む溶液、スラリ、またはゲルを含む。
【０００７】
１つまたは複数の点火流体源、例えば、貯蔵タンクは、偏心ロケットエンジンの燃焼室に点火流体を送ることができるようにするために偏心ロケットエンジンと作動的に連通するように配置される。この場合にも、１つの流体点火剤が偏心ロケットエンジンの各々に点火流体を送ることができる。別の例として、複数の点火流体源が対応する１つの偏心ロケットエンジンまたは偏心ロケットエンジンのグループに点火流体を送ることができる。
【０００８】
本発明の第１の好ましい実施形態において、偏心ロケットエンジンは、固体燃料粒子を用いるハイブリッドロケットエンジンである。この実施形態において、通常、ガス状の高温の点火流体が流体酸化剤とともに燃焼室に導入されるとき、燃焼反応が起こる。一旦点火すると、燃焼室への高温の点火流体の流れは、燃焼反応を停止させることなく終結することができる。なぜならば、固体燃料源は燃焼室にすでに存在するからである。この燃焼反応は、流体酸化剤源からハイブリッドロケットエンジンの燃焼室への流体酸化剤の流れを停止することによって終結することができる。この固体燃料粒子は、自己爆燃反応を生じるように十分な濃度で粒子内に存在しない限り、固体酸化剤が無いか、少量の固体酸化剤を含むようにすることができる。
【０００９】
本発明の第２の好ましい実施形態において、偏心ロケットエンジンが二流体ロケットエンジンである。この実施形態において、例えば、制御された燃焼によって高温ガスに変換される固体推進剤を含むガス発生器である点火/燃料源は、燃焼反応のための燃料成分を送り、点火に必要な熱を同時に供給することができる。この二流体の実施形態において、点火/燃料源は、第１の好ましい実施形態のハイブリッドロケットエンジンの場合よりも高い流量で燃焼室に供給しなければならない。なぜならば、ハイブリッドロケットエンジンの場合とは異なり、二流体ロケットエンジンの燃焼室は、燃焼室に固体燃料粒子を含まないからである。点火/燃料流体及び流体酸化剤の双方は、燃焼室に送られ、燃焼反応が開始される。この燃焼反応は、二流体ロケットエンジンの燃焼室へ流体酸化剤及び／又は点火/燃料流体の流れを終結することによって停止することができる。
【００１０】
本発明の第３の実施形態によれば、偏心ロケットエンジンは、単一の流体のエンジンであり、全てのエンジンに送られる流体は、単一または複数の燃焼生成物源から発生され送られ、前記燃焼生成物源の少なくともいくつかは、少なくとも２つの偏心ロケットエンジンに接続されている。この実施形態において、偏心ロケットエンジンの点火は、燃焼生成物の偏心ロケットエンジンに個々に流すことを可能にし終結することによって制御される。
【００１１】
ハイブリッドロケットエンジン及び二流体エンジンの組み合わせを使用することは本発明の範囲内にある。好ましくは、偏心ロケットエンジンは、各制御弁で流体酸化剤源及び点火流体源に接続されており、これは、互いに独立して偏心ロケットエンジンの選択された１つまたはグループの可変絞り、停止、及び再スタートをさらに可能にすることが好ましい。
【００１２】
ある実施形態において、本発明の推進装置は、単一の主エンジンか、または集合的に軸線方向、即ち長手方向に沿って推力を生成するように構成され配置された複数の主エンジンを含む。主エンジンは、存在するとき、配列された偏心エンジンが個々に生成するよりも高度な推力をつくるように主推進源であることが好ましい。主エンジンは、ハイブリッドエンジン、リバースハイブリッドエンジン、二流体エンジン、自己爆燃固体推進剤エンジン、または二重室固体エンジンである。主エンジンは、流体酸化剤及び流体燃料源から酸化剤及び／又は燃料を受けることができる。
【００１３】
本発明の好ましい実施形態によれば、推進装置は、点火流体源を流体酸化剤源に接続する少なくとも１つの冷却装置を有する。点火流体源からの点火流体の一部は、冷却装置を通して送られ、点火流体の温度を降下させ、流体酸化剤源の流体酸化剤を加圧するために用いられる。種々の機械的及び空圧的装置が考えられるが、例えば、酸化剤源は、流体酸化剤と冷却された点火剤を分離しておくためにピストンまたは伸縮可能なブラッダ等の装置を備えることができる。
【００１４】
本発明のあまり好ましくない実施形態によれば、当業者が考える範囲内で流体酸化剤源の低温ガスと温暖ガスとを分離する可能性がある。この選択は、ある程度の簡易性及び信頼性を与えるが、好ましい実施形態の改良されたパッケージング及び性能が欠けている。
【００１５】
また、本発明のあまり好ましくない実施形態によれば、流体酸化剤源を加圧するために送られる推進剤ガスを冷却しない可能性がある。この場合、高温ガスは、流体酸化剤源の少量の酸化剤を分解し、分解された酸化剤は、流体酸化剤源を加圧する。この選択はある利点を提供するが、流体酸化剤を加圧するために達成される分解量を注意深く制御する必要がある。
【００１６】
本発明による装置は、ヒドラジンをベースとした、または固体推進剤をベースとした推進/姿勢制御装置のような公知の装置に比して改良されたパッケージングと性能を提供する。ハイブリッド及び／又は二流体推進剤技術の使用は、純粋な固体燃料エンジンと比較して信頼性のある再点火及び絞り性能を提供するが、非常に安全で効果的な防爆性も大きい。点火剤は、燃焼推進剤からなり、これは、ハイブリッド技術のための流体点火剤としても、または二流体技術のための流体点火剤及び燃料源としても機能する。
【００１７】
本発明の他の目的、側面及び利点は、添付図面と関連して本発明の原理を説明した明細書及び特許請求の範囲を読むとき当業者に明らかになる。
【００１８】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の実施形態による推進装置の１つの実施形態を示す図である。図示した実施形態は、航空宇宙飛行体の推進装置の構成例を示す図であり、これは、軸線方向の主エンジン１８と、複数の姿勢制御エンジン１９とを含む。主エンジン１８は、飛行体を推進する主な役割を果たすが、姿勢制御エンジン１９には、飛行体の姿勢を制御する主な役割がある。しかしながら、エンジン１８及び１９の機能は、これらの役割には制限されない。姿勢制御エンジン１９は、飛行体の推進時にエンジン１８を補助するように作動することができる。主エンジン１８の場合、それ自身自在継手装置によって姿勢を制御することができるが、可動ノズルによって推力ベクトルを自在に制御して姿勢制御機能を実行することもできる。主エンジン１８のベクトルの制御は、この技術分野で知られている。エンジン１８及び１９のすべて、又はいくつかを固体燃料粒子を含むハイブリッドモータとすることができるが、エンジン１８及び１９のいずれもハイブリッドモータではないものであってよい。他方、エンジン１８及び１９のすべて、又はいくつかを固体燃料粒子を含まない二流体モータとすることができるが、エンジン１８及び１９いずれも二流体モータではないものであってもよい。
【００１９】
図１に示す実施例において、エンジン１８及び１９の各々は、２つの調整可能な流体供給装置（または噴射器）１２及び１４と、燃焼室１６（エンジン１８ついて示され、エンジン１９について示されていない）とを有する。
【００２０】
図示した装置は、さらに点火ガスサブシステム２０と酸化剤源サブシステム２２とを含む。点火ガスサブシステム２０は、高温の点火ガスを推進装置に送るように機能し、高温の点火ガスとしては、燃料の濃いガスを選択することができる。酸化剤源サブシステム２２は、少なくとも１つの流体酸化剤を推進装置に送る。図示した装置は、さらにサブシステム２０及び２２を接続する通路に沿って配置された冷却剤床２４を備えている。サブシステム２０から冷却床２４を通ってサブシステム２２への高温点火ガスの流れは、流れ制御弁２６によって制御される。図示した装置は、サブシステム２０を流体供給装置１２に接続する流体通路に沿って配置された弁３０と、サブシステム２２を流体供給装置１４に接続する流体通路に沿って配置された弁３２と、個々の流体供給装置１２への点火流体の流れを制御するために対応した１つの流体供給装置１２に作動的に関連して配置される弁３４と、個々の流体供給装置１４への流体酸化剤の流れを制御するために対応する１つの流体供給装置１４と作動的に関連するように配置された弁３６とを有する。
【００２１】
エンジン１８及び１９が、固体の燃料粒子を含むハイブリッドエンジンである場合には、サブシステム２０によって供給されたガスは、固体燃料エンジン１８及び１９の各々を点火する高温点火ガスとして機能する。他方、エンジン１８及び１９が二流体エンジンの場合、サブ装置２０によって供給されるガスは、各二流体エンジンの燃料及び高温点火流体の双方として機能する。
【００２２】
サブシステム２０の点火燃料流体をつくる推進剤の組成は、ハイブリッド又は二流体エンジンに対する温度と燃料含有量の適切な要求値に基づいて選択することができ、このような要求値は、この技術分野の技術者にとって公知である。サブシステム２０における高温ガス発生の制御は、当業者の標準的なやり方に基づくこともできる。例えば、サブシステム２０は、エンジン１８及び１９に必要な流体を発生するための単一の推進剤または複数の推進剤を含むことができる。もし１つまたは複数のエンジン１８及び１９が二流体エンジンである場合には、サブシステム２０のガスを生成するために選択される推進剤は、燃料性成分が濃いことが望ましい。なぜならば、もしエンジン１８及び１９が二流体エンジンである場合には固体燃料粒子がエンジン１８及び１９の燃焼室内に配置されていないからである。もし、エンジン１８及び１９の全部が燃焼室内に固体燃料を含むハイブリッドロケットエンジンの場合には、サブシステム２０の推進剤は、燃料が豊富な成分を含むことは必要ではない。
【００２３】
サブシステム２０の例示的な推進剤は、６０−８０重量％のアンモニウムニトレー及び／又はハイドロキシ端末ポリブタジエン（ＨＴＰＢ）バインダ内で不動化されたアンモニウムパクオレート酸化剤を有する。サブシステム２０の推進剤の他の選択的な成分は、ニトラミン（ＨＭＸ、ＲＤＸ、ＣＬ−２０他）の有機質の酸化剤と、ジヒドロキシグリオキシム（ＤＨＧ）、ダイアミノフラザン（ＤＡＦ）、トリアミノグアニジンニトレート（ＴＡＧＮＩＴ）、ニトログアニジン、グアミジンニトレート、オキサミドのような他の燃料の豊富な成分及び二流体燃料手段の技術分野で当業者に公知の他の成分を有する。グリシディルアジドポリマー（ＧＡＰ）、ポリグリシジルニトレート（ＰＧＮ）、オキセタン、カルボキシ端末ポリブタジエン（ＣＴＰＢ）、ポリエステル、サーモプラスチックエラストマー、ポリエーテル等の他の公知のバインダがサブシステム２０の推進剤として適当であり、さらに上述したＨＴＰＢバインダに加えて、又はその代わりのものとして使用することができる。組成分の調整はサブシステム２２の酸化剤でエンジン１８及び１９の性能を最適化することが可能である。
【００２４】
ハイブリッド燃料の粒子がエンジン１８及び１９に含まれている場合には、ハイブリッド燃料粒子は、サブシステム２０の推進剤と同じ成分を含むことができるが、装置全体のエネルギー及びエネルギー密度を増大するためにボロン、ベリリウム、アルミニウム、及び／又はマグネシウム及び／又はこのような金属の水酸化物のような他の金属燃料を加えることも考慮することができる。サブシステム２０の推進剤は、前述した金属を添加することが禁止されるものではないが、弁２６，３０及び３４を通って金属を流すことが望ましくないので好ましい実施形態ではない。
【００２５】
１つまたは複数のエンジン１８または１９が燃焼室内に独自の固体燃料供給源を含まない二流体エンジンである場合には、サブシステム２０からの燃料が豊富なガスは、所望のエンジン推力を生じるためにサブシステム２２から酸化剤の存在で燃焼を行うエンジン燃料を構成する。燃料が豊富なガスは、固体燃料燃焼反応によって発生され、この反応は、酸化剤の存在で点火剤及び燃料として作用するためにそのガスに十分な高温を与える。サブシステム２０は、公知の手段及びこの技術分野で実施される貯蔵タンク内のまたはそのタンクに接続された単一または複数の固体燃料粒子を含む。電気または光学的に開始される導火爆管のような標準の固体推進点火手段が固定燃料粒子の各々について使用される。もしサブシステム２０で複数の粒子が使用される場合には、エラストマーバリヤ、もろい隔壁、防爆ディスクのような第２及びその後の粒子が早期の爆発をしないように保護する標準の手段を使用することができる。
【００２６】
燃焼室に固体燃料粒子が装填されたハイブリッドロケットエンジン１８または１９の場合、サブシステム２０からの点火流体は、主にサブスステム２２によって備えられた流体酸化剤の存在の下に固体燃料粒子を点火するために作用する。しかしながら、また、サブシステム２０からのガスは、酸化剤の存在の下に燃焼を行い、エンジンが発生する推力に少なくともいくらか寄与する。
【００２７】
もし、全てのエンジン１８及び１９が固体燃料粒子を含むハイブリッドエンジンである場合には、サブシステム２０によって供給されたガスは、燃料が豊富である必要はなく、酸化剤の存在で固体燃料粒子を点火するために十分な温度で各エンジンに送りさえすればよい。
【００２８】
本発明の特に新しい特徴によれば、サブシステム２２によって供給される酸化剤は、その用途に依存して水溶液、スラリ、またはゲルのＨＡＮ、ＨＡＰまたは同様に進歩した酸化剤を含み、好ましくはこれらからなる。例えば、ＨＡＮは、排気物にＨＣＬを含まないことが望ましい場合、ＨＡＮが好ましい。他方、ＨＡＰは、最大限のエネルギー性能が望まし場合に好ましい。ＨＡＮまたはＨＡＰは、高密度、良好なエネルギー、及び無害/耐食性を提供する。溶液におけるＨＡＮまたはＨＡＰの濃度は、中でも、溶液の凝固点を決定する。Biddleに付与された米国特許第4,527,389号参照。凝固点は、ＨＡＮまたはＨＡＰが濃度を増大するにしたがって上昇する傾向がある。したがって、濃度は、主として特定の用途における所望の凝固点に基づいて選択される。なぜならば、すべての他の考慮は、可能性のある最も高い濃度を使用することを要求するからである。
【００２９】
酸化剤は、さらに各エンジン燃焼室の混合物のエネルギー密度を増大する少量の添加物を含む。この添加剤は、ＨＭＸ、ＲＤＸ、ＣＬ−２０のような１つまたは複数のニトラミン、ＡＮのような追加の酸化剤、テトラメチルアンモニウムニトレート及びトリエチルアンモニウムニトレート（ＴＥＡＮ）のようなアルキルアンモニウムニトレート塩、メタンビス（Ｏヒドロキシラミン）ディニトレート（ＭＢＯＤＮ）、ジエチルヒドロキシラミンニトレート（ＤＥＨＡＮ）、Ｎ、Ｏジメチルヒドロキシラミン  ニトレート（ＤＭＨＡＮ）のようなアルキルヒドラキシルアンモニウムニトレート及び凝固点及び装置のエネルギー含有要求値と矛盾しない量のＯメチルヒドロキシルアミンニトレート（ＯＭＨＡＮ）、グアニダインニトレート、ヒドロキシルアミンフォスフェート（ＨＡＰＴ）、ジメチルスルフォキサイド（ＤＭＳＤ）、及びＴＲＥＮ３（トリ（２−アミノエチル）アミントリニトレート）を含む他の成分から成る。長期の安定成分は、貯蔵寿命の要求に基づいた要求される。例示的な液体酸化剤の組成は、７０重量％のＨＡＮ、１５重量％のＡＮ及び１５％の水から成る。他の例示的な液体酸化剤の組成は、８５重量％ＨＡＰ及び１５重量％の水から成る。
【００３０】
上述したように、サブシステム２０の機能の１つは、点火の目的でエンジン１８及び１９にガスを送ることである。サブシステム２０からのガスは、冷却剤床２４に送られ、酸化剤を分解し揮発することができないように十分に冷却された後、サブシステム２２に流れることができ、ここでガスは、サブシステム２２の酸化剤を加圧するように作用する。もし、サブシステム２０からのガスがサブシステム２２を加圧するために使用される場合には、サブシステム２０とサブシステム２２とを分離することを維持することが非常に望ましい。図示はしなが、サブシステム２２は、ピストンまたはブラッダまたは同様の装置を備えたタンクを有し、この装置は、サブシステム２２の流体酸化剤からサブシステム２０によって供給された加圧ガスを物理的に分離し、それによって加圧ガスと酸化剤との間の反応を防止する。
【００３１】
冷却剤床２４への又は冷却剤床２４からの流体の流れは、サブシステム２２の圧力を維持するために弁２６の動作によって制御され、全てのエンジン１８及び１９への流体酸化剤の適当な流量を保証する。
【００３２】
本発明は、（ａ）エンジン１８及び１９の各々が固体燃料を有するハイブリッドエンジンである、（ｂ）エンジン１８及び１９の各々が二流体エンジンである、（ｃ）ハイブリッド及び二流体エンジンの組み合わせがエンジン１８及び１９として選択される装置に使用される。
【００３３】
実施形態（ｂ）または（ｃ）の場合、サブシステム２０によって供給される高温ガスは、実施形態（ａ）と比較して性能を向上させるために燃料として選択される。
【００３４】
実施形態（ｃ）の場合、最も典型的な構成は、エンジン１８のみが固体燃料を含むハイブリッドエンジンである場合である。しかしながら、実施形態（ｃ）の変形例は、１つまたは複数のエンジン１９が固体燃料エンジンであり、エンジン１８が固体燃料エンジンか、またはガス燃料エンジン（または自己爆燃単推進剤エンジン）のいずれかである。
【００３５】
図１には示さないが、軸線方向の主エンジンを含まず、主推力は、偏心エンジン１９の組み合わせによって得られる推進装置を提供することは本発明の範囲内である。また、ロケット組立体の軸線の周りに集合的に同心リングを形成する複数の主エンジンを提供することも本発明の範囲内である。
【００３６】
サブシステム２０からエンジン１８及び１９のグループへの高温ガスの供給は、主流れ制御弁３０によって制御される。サブシステム２０から個々のエンジン１９への高温ガスの供給を制御するために流れ制御弁３４が設けられており、流れ制御弁３４の各々は、対応するエンジン１９の噴射器に関連して配置される。図示はしないが、エンジン１９への高温ガスの流れとは独立に高温ガスのエンジン１８への供給を制御するために制御弁３０の下流に付加的な流れ制御弁を使用することができる。サブシステム２２からエンジン１８及び１９のグループへの酸化剤の供給は、主流れ制御弁３２によって制御される。サブシステム２２から個々のエンジン１８及び１９への酸化剤の供給は、流れ制御弁３６によって個々に制御され、流れ制御弁３６の各々は、対応するエンジン１９の噴射器１４に対応する。全ての弁３０−３６は、推進装置を搭載する飛行体の制御装置によって作動される電気的に制御される弁でもよい。この弁の作動シーケンスは、流れ制御原理と公知の方法による飛行体の推進及びガイダンスの要求によって決定される。
【００３７】
本発明による装置で使用されるハイブリッドエンジンの１つの実施形態は、図２の断面図で示されている。このエンジンは、固定燃料粒子４５を含む燃焼室（参照符号なし）を包囲するハウジング４０と、ハウジング４０から後方に延びる排気ノズル４２と、ハウジング４０の前方に固定され、サブシステム２２から加圧された流体酸化剤を送る酸化剤送り通路４６を含むマニフォルドブロック４４とを含む。酸化剤は、酸化剤送り通路４６からマニフォルド５２を介して噴射器プレート５０へ導入される。噴射器プレート５０は、複数の出口オリフィスを含む。
【００３８】
図１に示す装置の主エンジン１８が図２に示すハイブリッドエンジンであるとき、弁３２は、サブシステム２２から酸化剤送り通路４６への酸化剤の供給に影響を与え、弁３０は、サブシステム２０からガス送り通路４８へのガスの送りに影響を与える。もし、１つまたは複数の姿勢制御エンジン１９が図２に示すハイブリッドエンジンである場合には、姿勢制御エンジン１９の酸化剤送り通路４６は、各々、弁３６の１つに作動的に接続され、エンジン１９のガス送り通路４８は、各々、弁３４の１つに作動的に接続される。
【００３９】
図３は、二流体エンジン、すなわち、ガス燃料エンジンの１つの実施形態を示す断面図であり、本発明の実施形態に使用できる。図２の対応する部品と同一の部品は説明しないが、同じ参照符号で示されている。図３においても、ハウジング４０は、固体燃料を含まない。マニフォルドブロック５４は、酸化剤供給通路４６と、高温点火燃料ガスを燃焼室に送るための環状高温点火及び燃料ガス送り通路５８とを有し、この高温点火及び燃料ガスの燃料成分は、酸化剤の存在下で燃焼する。燃料ガス送り通路５８は、エンジンが軸線方向のエンジン１８か、または姿勢制御エンジン１９の１つであるかどうかに依存して弁３０又は弁３０及び３４に接続される。燃料送り通路５８は、ガスの環状シートを提供することができ、或いは、マニフォルドブロック５４とハウジング４０の境界で複数の噴射オリフィスにガスを送る環状マニフォルドであることができる。
【００４０】
図４は、ガス燃料エンジンの第２の実施形態を示し、このガス燃料エンジンは、マニフォルドブロック６４を有し、このマニフォルドブロック６４は、２つの噴射器プレート６６と、２つの酸化剤送り通路６８と、２つの高温点火及び燃料ガス送り通路７０を備えている。
【００４１】
噴射器プレート６６は、各々、通路６８の各々に接続されており、複数の出口オリフィスまたはノズルを有する。１つのプレート６６のオリフィスの数及び／又は直径は、他のプレートのオリフィスの数及び／又は直径とは異なり、プレート６６の各々は、それ自身の明確な酸化剤流量をつくる。通路６８の各々は、選択された、したがって、可変流量で燃焼されるように対応する噴射器プレート６６に酸化剤を送る弁に接続される。この弁は、双方が最大燃焼流量をつくるために開放することができる。
【００４２】
通路７０は、それぞれ、高温点火/燃料ガスを燃焼室に送るように作動可能な対応する弁に接続される。図示した通路７０の各々は、高温のガスの流れを燃焼室の軸線の周りに均一に供給するために前述のように環状の形状をしている。通路７０は、各々が高温ガスを通路７０に送るために作動可能なように各弁に接続されている。通路７０を通る高温点火/燃料ガスの流量は、通路７０の寸法を調整することによって、また通路６８を通る酸化剤の流量の関数として弁を調整することによって制御される。通路７０に接続された弁は、少なくとも最大燃焼流量をつくるために少なくとも通路６８に接続された弁の双方が開放されたときに双方が開放されることができる。
【００４３】
本発明の実施形態は、特に商業用打ち上げロケット及び弾道ミサイルにおいて、多段ロケットブースタの上方段として特に適している。本発明によって、推進と姿勢制御の両方を単一の装置によって制御することができる。
【００４４】
本発明の好ましい実施形態の詳細な説明は、図示及び説明の目的で提供された。本発明を開示された詳細な実施形態に制限する意図はなされていない。本発明の変形及び変更がなされることは当業者には明らかである。例えば、図３及び図４に示す実施形態は、固体燃料粒子を燃焼室に導入することによって固体燃料ハイブリッドエンジンとして変形することができる。さらに、１つまたは複数のエンジン１８及び１９は、リバースハイブリッドロケットエンジンであることも可能であり、その結果、固体酸化剤の濃い粒子がハイブリッドロケットエンジンの燃焼室に装填される。この実施形態において、適当な固体酸化剤粒子は、例えば、高い比率のＡＰまたは他の酸化剤を有し、上述した金属燃料を有するか有しないフルオリネートポリマーを含む。流体状態で燃焼室に送られる代表的な燃料は、例えば、サブシステム２０で説明した燃料が豊富な組成分を含む。
【００４５】
本実施形態は、本発明の原理を最もよく説明するために選択され説明され、特別の用途について種々の実施形態について及び種々の変形例について本発明を理解することができるようにする。本発明の範囲は、添付した請求の範囲内に含まれる種々の変形例及び等価物をカバーするものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明による推進装置の好ましい実施形態の構成図である。
【図２】  図１の装置に使用されるエンジンの１つの実施形態の断面図である。
【図３】  図１の装置に使用されるエンジンの他の実施形態の図２と同様の図面である。
【図４】  図１の装置に使用されるエンジンの他の実施形態の図２と同様の図面である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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