(57)【要約】【課題】軸対称の中心コアの周りで個別ノズルに割当てられる空間を最適化することができ、個別ノズルから放出されるガスの高い膨張比を保証し、中心コアに関する熱抵抗の問題を軽減するロケットエンジンノズルシステムを提供する。【解決手段】ノズルシステムは、中心軸線(z)を備えた軸対称の中心コア(2)と、その周りにリング状に分配された１組の個別ノズル(1)を有する。個別ノズルの各々は、燃焼室(11)から来るガスを受入れる喉部(12)と、中心コア(2)の接線方向に配置された広がり部分(13)を有する。広がり部分(13)は、出口部(14)を有し、出口部(14)は、中心コア(2)の中心軸線(z)に向かって半径方向に先細りになる第１及び第２の横側面(14c,14d)と、凸側が外方に差し向けられるように湾曲している外側面（14ｂ）と、中心コアの近くに位置する内側面（14ａ）とを有する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットエンジンノズルシステムであって、
中心軸線（ｚ）を有し且つ軸対称の形状をなす中心コア（２；１０２）の周りにリング状に配置された１組の個別ノズル（１；１０１）を有し、
前記中心コア（２；１０２）の周囲に配置された個別ノズル（１；１０１）の各々は、燃焼室（１１；１１１）から来るガスを受入れる円形断面の喉部（１２；１１２）と、前記中心コア（２；１０２）の接線方向に配置された広がり部分（１３；１１３）と、を有し、
前記広がり部分（１３；１１３）は、出口部（１４；１１４）を有し、前記出口部（１４；１１４）は、前記中心コア（２；１０２）の前記中心軸線（ｚ）に向かって半径方向に先細りになる第１の横側面及び第２の横側面（１４ｃ，１４ｄ；１１４ｃ，１１４ｄ）と、凸側が外方に差し向けられるように湾曲している外側面（１４ｂ；１１４ｂ）と、前記中心コア（２；１０２）の近くに位置する内側面（１４ａ；１１４ａ）とを有する、ロケットエンジンノズルシステム。
【請求項２】
前記中心コア（１０２）の近くに位置する前記内側面（１１４ａ）は、前記中心コア（１０２）の曲率に近い曲率で湾曲し、子午線において、前記中心コア（１０２）と連続する勾配を有する、請求項１に記載のロケットエンジンノズルシステム。
【請求項３】
前記中心コア（２）の近くに位置する前記内側面（１４ａ）は、直線状である、請求項１に記載のロケットエンジンノズルシステム。
【請求項４】
前記湾曲した外側面（１４ｂ）は、前記中心コア（２）と同心の円の一部分を構成する曲率を有する、請求項１〜３の何れか１項に記載のロケットエンジンノズルシステム。
【請求項５】
前記湾曲した外側面（１１４ｂ）は、楕円の一部分を構成する曲率を有し、前記楕円は、前記中心コア（２０２）の半径よりも小さい径を有する、請求項１〜３の何れか１項に記載のロケットエンジンノズルシステム。
【請求項６】
前記半径方向の横側面（１４ｃ，１４ｄ；１１４ｃ，１１４ｄ）は、直線状である、請求項１〜５の何れか１項に記載のロケットエンジンノズルシステム。
【請求項７】
前記半径方向の横側面（１４ｃ，１４ｄ；１１４ｃ，１１４ｄ）は、前記中心コア（２；１０２）の曲率よりも大きい曲率を有する、請求項１〜５の何れか１項に記載のロケットエンジンノズルシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケットエンジンノズルシステムに関し、特に、個別ノズルのグループを有するノズルシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
複数組の軸対称でないノズルを利用したロケットエンジンノズルシステムの例が既に知られており、かかるノズルは、矩形のものであり、中心コア（プラグとしても知られている）に取付けられている。
【０００３】
中心コア及びこの種の直線状の組をなす個別ノズルを備えたロケットエンジンが、特に供給業者であるロケットダイン（Rocketdyne）社によってＸＲＳ−２０００という照会番号で提案され、ＸＲＳ−２０００は、ロッキード−マーティン（Lookeed-Martin）Ｘ３３プログラムの下で再使用可能な単一段発射台に取付け可能であり、Ｘ３３プログラムは、プロジェクト状態のままである。
【０００４】
図６は、プロトタイプの状態のままになっているＸＲＳ−２２００ノズルシステムの概略的な斜視図であり、このノズルシステムは、直線状の中心コア２０を有し、中心コア２０は、複数列の軸対称でないノズル１０と結合され、ノズル１０の出口部は、矩形である。
【０００５】
この種のロケットエンジンには、質量又は冷却上の問題に関する欠点がある。
【０００６】
また、軸対称の形状を有し且つ本質的には円錐台形である中心コアと、この中心コアの周りに組み立てられた１組の軸対称のノズルとを有するロケットエンジンノズルシステムを設計するための理論的な提案がなされた。
【０００７】
それにもかかわらず、ガスの流れが個別ノズルの広がり部分から放出されて中心コアに接続されるとき、軸対称の個別ノズルは、ガスの流れの不連続を生じさせる。かかる不連続は、空力的性能の観点で有害であるだけでなく、中心コアの熱抵抗に関する問題を生じさせる。というのは、流れが中心コアにくっつく箇所は、流れが逸らされる結果として、熱伝達の増大を被るからである。
【０００８】
従来技術のこれら欠点を軽減するために、図７及び図８に示すように、１組のもはや軸対称ではない個別ノズル２０１を、軸対称である中心コア２０２の周りに配置することを想定することが可能であり、上述したＸＲＳ−２２００ノズルシステムプロジェクトのように作られる。個別ノズル２０１の各々は、円形断面のノズル喉部２１２を有し、ノズル喉部２１２は、燃焼室２１１及び広がり部分２１３に連結され、広がり部分２１３の出口部２１４は、本質的には、矩形をなし、内側面２１４ａ、外側面２１４ｂ及び２つの横側面２１４ｃ，２１４ｄを有している。
【０００９】
かかる構成により、軸対称であるノズルの或る特定の欠点を軽減することができるが、中心コアの周りの空間を最適化することができないだけでなく、ノズルの出口の内縁部における流れの不連続の問題を取扱うことができない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
本発明は、上述の欠点を軽減することを目的とし、詳細には、軸対称の中心コアの周りで個別ノズルに割当てられる空間を最適化することができ、それにもかかわらず、個別ノズルから放出されるガスの高い膨張比を保証し、中心コアに関する熱抵抗の問題を軽減することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明によれば、これら目的は、ロケットエンジンノズルシステムであって、中心軸線を有し軸対称の形状をなす中心コアの周りにリング状に配置された１組の個別ノズルを有し、中心コアの周囲に配置された個別ノズルの各々は、燃焼室から来るガスを受入れる円形断面の喉部と、中心コアの接線方向に配置された広がり部分とを有し、広がり部分は、出口部を有し、出口部は、中心コアの中心軸線に向かって半径方向に先細りになる第１の横側面及び第２の横側面と、凸側が外方に差し向けられるように湾曲している外側面と、中心コアの近くに位置する内側面とを有することを特徴とするロケットエンジンノズルシステムによって達成される。
【００１２】
中心コアの近くに位置する上記内側面は、直線状であってもよいが、有利な特定の実施形態では、上記内側面は、中心コアの曲率に近い曲率で湾曲し、子午線において、中心コアと連続する勾配(slope)を有し、即ち、個別ノズルの内側面は、中心コアの接線方向に配置される。
【００１３】
半径方向の横側面は、直線状であってもよいが、変形実施形態では、半径方向の横側面は、中心コアの半径よりも大きな半径をなす或る大きさの曲率を有していてもよい。
【００１４】
特定の実施形態では、個別ノズルの出口部の湾曲した外側面は、中心コアと同心の円の一部を構成する曲率を有する。
【００１５】
別の特定の実施形態では、個別ノズルの出口部の湾曲した外側面は、楕円の一部を構成する曲率を有し、楕円は、中心コアよりも小さい径を有する。
【００１６】
本発明では、個別ノズルは、ほぼ台形の外観をなす出口部を有し、出口部の輪郭の各々は、寸法の制約、壁の機械的強度の制約、及び流れを最適化する制約に応じて、個別ノズルに特有の直線状又は曲線状の形状を有する。
【００１７】
本発明の他の特徴及び利点は、例示として与えられると共に添付の図面を参照して行われる特定の実施形態についての以下の説明を読むと明らかになろう。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】本発明のロケットエンジンノズルシステムの一例の斜視図である。
【図２】図１の実施形態において個別ノズルがどのように中心コアの周りに配置されるかを示す部分的な平面図である。
【図３】本発明のロケットエンジンノズルシステムにおいて実施されるのに適した、外側面の輪郭が円である個別ノズルの変形実施形態の斜視図である。
【図４】本発明のロケットエンジンノズルシステムにおいて実施されるのに適した、外側面の輪郭が円である個別ノズルの変形実施形態の斜視図である。
【図５】軸対象の中央コアとリング状に配置された図３及び図４の実施形態の個別ノズルを有する、本発明のロケットエンジンノズルシステムの特定の実施形態の平面図である。
【図６】直線状の中心コアと複数列をなして配置され且つ矩形断面出口とを備えた個別ノズルを有する、従来技術のロケットエンジンノズルシステムの一例の概略的な斜視図である。
【図７】軸対称の中心コアとリング状に配置され且つ本質的に矩形断面の出口を含む個別ノズルとを有する、ロケットエンジンノズルシステムの一例の概略的な斜視図である。
【図８】図７のロケットエンジンノズルシステムの部分的な平面図である。
【図９】本発明のノズルシステムにおいて実施されるのに適した個別ノズルの特定の例の斜視図である。
【図１０】本発明のノズルシステムに具体化されるのに適した個別ノズルの特定の例の斜視図である。
【図１１】軸対称の中心コアに対する個別ノズルの配置を示す概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
図１は、本発明の特定の実施形態を構成するロケットエンジンノズルシステムの全体的な斜視図であり、ロケットエンジンノズルシステムは、本質的には円錐台形である軸対称の中心コア２を有し、中心コア２は、１組の非対称形状の個別ノズル１と結合され、１組の個別ノズル１は、中心コアの周りにリング形態をなして配置され、個別ノズル１は、それらが占める空間を最適化するように構成され、また、個別ノズル１は、ガス流が個別ノズル１から放出されるところでガス流の中に不連続部が生じることを回避して中心コア２の外壁に接合するように構成され、個別ノズル１から来るガスは、中心コア２の外壁に沿って膨張する。
【００２０】
個別ノズル１の各々は、燃焼室１１に連結された円形のノズル喉部１２と、出口部１４で終端する広がり部分１３とを有し、出口部１４の形状は、ほぼ台形であり、出口部１４の側面１４ａ〜１４ｄの各々は、利用可能な空間の制約に応じて、直線状又は曲線状の或る特定の形状のものである。
【００２１】
軸対称でない個別ノズル１を用いることにより、燃焼ガス流が個別ノズル１から放出されて中心コア２に接続されるときに燃焼ガス流の中の不連続部を減少させるように、中心コア２の周りで個別ノズル１に割当てられた空間を最適化することを可能にするだけでなく、軸対称のノズルで得ることができるガス膨張比よりも大きいガス膨張比を個別ノズル１内で得ることができる。
【００２２】
図１及び図２の実施形態では、個別ノズル１の各々の広がり部分１３の出口部１４は、横側面１４ｃ，１４ｄを有し、横側面１４ｃ、１４ｄは、中心コア２の中心軸線ｚに向かって集まるように半径方向に延び、それにより、鋭角αが形成されている。半径方向の横側面１４ｃ，１４ｄは、好ましくは、直線状であるが、僅かに湾曲していてもよい。半径方向の横側面１４ｃ，１４ｄが湾曲している場合、それらの曲率半径は、非常に大きくなければならず、例えば、中心コア２の曲率半径よりも大きい。
【００２３】
図１及び図２では、個別ノズル１の各々の広がり部分１３の出口部１４が、中心コア２の近くに位置する直線状の内側面１４ａを有していることが分かる。このことは、製作を単純にする。一方、個別ノズル１から放出されるガス内の流れの不連続部の問題を回避するため、中心コア２に隣接して位置する内側面１４ａが、図３〜図５の実施形態を参照して以下に説明するように、中心コア２の曲率に近い曲率で湾曲していることも好ましい。
【００２４】
図１及び図２の実施形態では、個別ノズル１の各々の広がり部分１３の出口部１４は、有利には、円弧の形態をなす外側面１４ｂを有し、この円弧は、軸対称である中心コア２を中心とする同心円の一部を構成する。このことは、環状空間内において、個別ノズル１から来る流れのための最大量の空間を提供するのに役立つ。
【００２５】
一般に、個別ノズル１の各々において、喉部１２は、円形断面を有し、広がり部分１３は、個別ノズルの出口部１４のところで所望の形状に達するように規則的に変化する断面を有する。この変化は、種々の推進性能基準又は他の制約、例えば、冷却膜の維持に基づいてコンピュータで計算される。また、個別ノズル１の出口部１４の台形形状は、広がり部分１３に形成された多数の曲率の結果として、壁の機械的強度に関し有利であることに注目すべきである。
【００２６】
中心コア２に接触する個別ノズル１の広がり部分１３の面は、好ましくは、２つの曲率を有するゆがみ面であることに注目すべきである。更に詳細には、第１の曲率の円弧により、個別ノズル１の広がり部分１３の縁が、中心コア２と平行な線と接触することを可能にし、第２の曲率の円弧により、個別ノズル１が、その出口部１４の近くの個別ノズル１の端部のところにおいて且つ子午線平面内において、中心コア２と連続する勾配を有することを可能にする。
【００２７】
図９及び図１０は、個別ノズル３０１の一例を示し、個別ノズル３０１は、燃焼室３１１と、ノズル喉部３１２と、広がり部分３１３とを有し、広がり部分３１３は、輪郭３１４ａ〜３１４ｄを有する出口部３１４を有している。
【００２８】
個別ノズル３０１の広がり部分３１３は、上述したように２つの曲率を有するゆがみ面を含み、このゆがみ面は、内側面３１４ａで終端し、内側面３１４ａは、中心コアの形状に合致している。
【００２９】
２つの曲率を有するゆがみ面と中心コアの表面との間の関係は、第１に、個別ノズル３０１のゆがみ面が、両者の面の間の接触平行線に沿って、中心コアの表面に対して接線方向に配置されるという条件である。その結果、個別ノズルの出口角度は、良好に作動する空力的流れと両立する値の範囲内で、側面３１４ａに沿って変化する。
【００３０】
図１１は、個別ノズル１を軸対称の円錐台形構造体２に対してどのように位置決めするかの一例を示しており、かかる円錐台形構造体２では、個別ノズル１の軸線Ｙに対する個別ノズル１の出口角度α２は、軸対称の円錐台形構造体２の側面とこの円錐台構造体２の軸線Ｚとの間の角度α１と必ずしも等しくない。かくして、個別ノズル１の各々の軸線Ｙは、円錐台形構造体２の軸線Ｚと必ずしも平行ではない。
【００３１】
個別ノズル１の各々と円錐台形構造体２との間の相対位置を定める条件は、個別ノズル１と円錐台形構造体２が、それらが互いに接触するところにおいて接線方向に配置されなければならないことである。
【００３２】
図３〜図５は、流れが集中する傾向があるコーナー部の効果を最小にし、可能な限り良好に最適化された流れを、中心コア１０２と協働する個別ノズル１０１の各々の中に維持するのに寄与する本発明の実施形態を示す。
【００３３】
図３〜図５の実施形態では、中心コア１０２は、軸対称であり、例えば、図１及び図２の実施形態の場合のように、本質的には円錐台形の形態をなし、軸対称でない個別ノズル１０１が、中心コア１０２の周りにリング状に配置されている。
【００３４】
図３〜図５は、個別ノズル１０１を示し、個別ノズルの各々は、円形のノズル喉部１１２を有し、その上流側は、燃焼室１１１に連結され、その下流側は、広がり部分１１３に連結され、広がり部分１１３は、出口部１１４で終端している。
【００３５】
個別ノズル１０１の広がり部分１１３の外側面は、出口部１１４まで楕円の断面輪郭を有している。個別ノズル１０１を最適化することは、個別ノズルの子午線の輪郭が、中心コア１０２に対して半径方向に延びる平面内において且つそれに垂直な平面内において異なることを必要とすることに注目すべきである。
【００３６】
出口部１１４はまた、台形の全体的概観を維持する形状のものであるのが良いが、外側面１１４ｂは、非常に注目される湾曲を有し、この湾曲は、中心コア１０２の曲率半径又は図１及び図２の実施形態における外側面１４ｂの円弧の曲率半径よりも非常に小さい曲率半径を有している。
【００３７】
個別ノズル１０１の出口部１１４の横側面１１４ｃ，１１４ｄは、直線状であり且つ半径方向に延び、個別ノズルの各々の内側面１１４ａは、中心コア１０２の曲率にぴったりと一致し、それにより、中心コア１０２に近接して配置された個別ノズル１０１の内側面１１４ａのところで且つ個別ノズル１０１の出口のところにおいて、ガス流の不連続を回避する。
【００３８】
出口部１４，１１４の内側面１４ａ，１１４ａは、湾曲した外側面１４ｂ，１１４ｂから定められる弦よりも短い寸法を有する。
【符号の説明】
【００３９】
Ｚ  中心軸線
１、１０１  個別ノズル
２、１０２  中心コア
１１、１１１  燃焼室
１２、１１２  喉部
１３、１１３  広がり部分
１４、１１４  出口部
１４ａ、１１４ａ  内側面
１４ｂ、１１４ｂ  外側面
１４ｃ、１１４ｃ  第１の横側面
１４ｄ、１１４ｄ  第２の横側面
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【外国語明細書】
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