(57)【要約】      （修正有）【課題】低コスト、軽量ロケットエンジンの提供。【解決手段】燃料、酸化剤を第１の燃焼室３４へ噴射する第１のロータリー噴射装置７６、第２の回転噴射装置を備え、第１の燃焼室からの流出流体によりロータリー噴射装置７６、１４２を回転させるタービン４０が駆動される。第１の燃焼室３４内の混合物は、可燃成分が多いことが好ましく、第２の燃焼室３６において第３のロータリー噴射装置１８２により噴射される付加的な酸化剤と混合して、推進に適した高温度の流出流体を生成する。ロータリー噴射装置７６、１４２、１８２は、関連する回転圧力トラップ８６、１４６、１７４と適合して、燃焼室３４、３６における比較的大きい圧力から小さい圧力の推進剤の供給源を分離する。第１の燃焼室３４からの可燃成分の多い流出流体の一部分が、燃焼室３４、３６を取り囲んでいる環状路１９８、２０４を通って、第２の燃焼室３６の表面の流出流体の冷却を行う。【選択図】図１
2009150402.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットエンジンであって、
ａ．第１の推進剤成分の供給源から第１の推進剤成分を収納するように適合されている第１の注入口と、
ｂ．第２の推進剤成分の供給源から第２の推進剤成分を収納するよう適合されている第２の注入口と、
ｃ．排出口を備える第１の燃焼室と、
ｄ．第１の回転軸を有する少なくとも１つの第１のロータリーオリフィスを備える第１の燃焼室内の第１のロータリー噴射装置であって、少なくとも１つの第１のロータリーオリフィスは、第１のロータリー噴射装置の少なくとも１つの注入口、および第１の燃焼室と流通しており、第１のロータリー噴射装置の少なくとも１つの注入口は、ロケットエンジンの第１の注入口と流通している、第１のロータリー噴射装置と、
ｅ．第２の回転軸を有する少なくとも１つの第２のロータリーオリフィスを備える第１の燃焼室内の第２のロータリー噴射装置であって、少なくとも１つの第２のロータリーオリフィスは、第２のロータリー噴射装置の少なくとも１つの注入口、および第１の燃焼室と流通しており、第２のロータリー噴射装置の少なくとも１つの注入口は、ロケットエンジンの第２の注入口と流通している、第２のロータリー噴射装置と、
を備えるロケットエンジン。
【請求項２】
第１の推進剤成分の供給源は第１の圧力タンクを備え、第２の推進剤成分の供給源は第２の圧力タンクを備える、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項３】
第１の推進剤成分は燃料を含み、第２の推進剤成分は酸化剤を含む、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項４】
第１および第２の推進剤成分はそれぞれ液体である、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項５】
第１および第２の推進剤成分はそれぞれ低温液体である、請求項４に記載のロケットエンジン。
【請求項６】
第１および第２の推進剤成分は、不活性ガスを含有する少なくとも１つの室によって少なくとも１つの位置で互いに分離されている、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項７】
不活性ガスの圧力は、第１の推進剤成分の圧力および第２の推進剤成分の圧力からなる群から選択される圧力の最大圧力よりも大きく、それにより、第１の推進剤成分および第２の推進剤成分からなる群から選択される推進剤成分が少なくとも１つの室へ流れ込むことを防止する、請求項６に記載のロケットエンジン。
【請求項８】
第１のロータリー噴射装置は、第１の燃焼室の圧力を第１のロータリー噴射装置の少なくとも１つの注入口における圧力と分離するように適合されている、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項９】
第２のロータリー噴射装置は、第１の燃焼室の圧力を第２のロータリー噴射装置の少なくとも１つの注入口における圧力と分離するように適合されている、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項１０】
第２のロータリー噴射装置は、第１の燃焼室の圧力を第２のロータリー噴射装置の少なくとも１つの注入口における圧力と分離するように適合されている、請求項８に記載のロケットエンジン。
【請求項１１】
第２の回転軸は第１の回転軸と一致している、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項１２】
第１のロータリー噴射装置の少なくとも１つの注入口は、第１の流路を通ってロケットエンジンの第１の注入口と流通しており、第２のロータリー噴射装置の少なくとも１つの注入口は、第２の流路を通ってロケットエンジンの第２の注入口と流通しており、第１および第２の流路は互いに同心である、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項１３】
第２の回転軸は第１の回転軸と一致しており、第１および第２の流路は第１および第２の回転軸と同心である、請求項１２に記載のロケットエンジン。
【請求項１４】
第１の流路内に第１のインデューサをさらに具備し、第１のインデューサは第１の回転軸を中心に回転する、請求項１３に記載のロケットエンジン。
【請求項１５】
第２の流路内に第２のインデューサをさらに備え、第２のインデューサは第２の回転軸を中心に回転する、請求項１４に記載のロケットエンジン。
【請求項１６】
第１のスロットル制限部をさらに備え、第１のスロットル制限部は注入口および排出口を有し、第１のスロットル制限部の注入口はロケットエンジンの第１の注入口と流通しており、第１のスロットル制限部の排出口は第１のロータリー噴射装置の注入口と流通している、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項１７】
第１のスロットル制限部を制御する第１のコントローラをさらに備える、請求項１６に記載のロケットエンジン。
【請求項１８】
第２のスロットル制限部をさらに備え、第２のスロットル制限部は注入口および排出口を有し、第２のスロットル制限部の注入口はロケットエンジンの第２の注入口と流通しており、第２のスロットル制限部の排出口は第２のロータリー噴射装置の注入口と流通している、請求項１６に記載のロケットエンジン。
【請求項１９】
第１のスロットル制限部を制御する第１のコントローラ、および第２のスロットル制限部を制御する第２のコントローラをさらに備える、請求項１８に記載のロケットエンジン。
【請求項２０】
第１の燃焼室に動作可能に接続される点火装置をさらに備える、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項２１】
タービンをさらに備え、タービンは注入口および排出口を有し、注入口は第１の燃焼室の排出口と流通しており、タービンは第１および第２のロータリー噴射装置に動作可能に接続され、それによって、ロケットエンジンが作動した際に第１および第２の推進剤成分が第１の燃焼室内で燃焼して流出流体を生成し、タービンは第１の燃焼室から少なくとも一部の流出流体によって駆動される、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項２２】
タービンをさらに備え、タービンは注入口および排出口を有し、注入口は第１の燃焼室の排出口と流通しており、タービンは第１および第２のロータリー噴射装置に動作可能に接続しており、第１のインデューサに動作可能に結合され、それによって、ロケットエンジンが作動した際に第１および第２の推進剤成分が第１の燃焼室内で燃焼して流出流体を生成し、タービンは第１の燃焼室からの少なくとも一部の流出流体によって駆動される、請求項１４に記載のロケットエンジン。
【請求項２３】
タービンをさらに備え、タービンは注入口および排出口を有し、注入口は第１の燃焼室の排出口と流通しており、タービンは第１および第２のロータリー噴射装置に動作可能に接続しており、第１および第２のインデューサに動作可能に結合され、それによって、ロケットエンジンが作動した際に第１および第２の推進剤成分が第１の燃焼室内で燃焼して流出流体を生成し、タービンは第１の燃焼室からの少なくとも一部の流出流体によって駆動される、請求項１５に記載のロケットエンジン。
【請求項２４】
第１および第２の推進剤成分は第１の燃焼室内で部分的に燃焼して、タービンが許容できるレベルまで流出流体の温度を下げる、請求項２１に記載のロケットエンジン。
【請求項２５】
第１の燃焼室は、化学量論比に比べて実質的に可燃成分の多い燃料／酸化剤比で動作する、請求項２４に記載のロケットエンジン。
【請求項２６】
請求項２１に記載のロケットエンジンであって、さらに
ａ．タービンの排出口と流通している第２の燃焼室と、
ｂ．第３の回転軸を有する少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスを備える第２の燃焼室内の第３のロータリー噴射装置であって、少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスは、第３のロータリー噴射装置の少なくとも１つの注入口、および第２の燃焼室と流通しており、第３のロータリー噴射装置の少なくとも１つの注入口は、第２の流路を通ってロケットエンジンの第２の注入口に流通しており、それによって、作動した際に第２の燃焼室は流出流体および第２の推進剤成分を含む混合物を燃焼して、第２の流出流体を生成する、第３のロータリー噴射装置と、
を備えるロケットエンジン。
【請求項２７】
第３の回転軸は第１の回転軸と一致している、請求項２６に記載のロケットエンジン。
【請求項２８】
第２のロータリー噴射装置は、第２の推進剤成分の第１の部分を第１の燃焼室へ噴射し、第３のロータリー噴射装置は、第２の推進剤成分の残りの部分を第２の燃焼室へ噴射する、請求項２６に記載のロケットエンジン。
【請求項２９】
少なくとも１つの軸受けによって支えられているシャフト部をさらに備え、少なくとも１つのシャフト部は回転軸を有し、少なくとも１つのシャフト部は第１および第２のロータリー噴射装置に動作可能に接続され、少なくとも１つのシャフト部は中空シャフト部で構成され、そして、第１の流路は中空シャフト部で構成されている、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項３０】
少なくとも１つのシャフト部は少なくとも１つの環状室を備え、第２の流路は少なくとも１つの環状室を具備する、請求項２９に記載のロケットエンジン。
【請求項３１】
第１および第２のインデューサに動作可能に接続される少なくとも１つのシャフト部をさらに備え、少なくとも１つのシャフト部は回転軸を有し、少なくとも１つのシャフト部は第１および第２のロータリー噴射装置に動作可能に接続され、少なくとも１つのシャフト部は中空シャフト部で構成され、そして、第２の流路は中空シャフト部で構成されている、請求項１５に記載のロケットエンジン。
【請求項３２】
少なくとも１つの軸受けは、第１および第２の推進剤成分のうちの１つの気化ガスによって冷却される、請求項２９に記載のロケットエンジン。
【請求項３３】
第１のスロットル制御部をさらに備え、第１のスロットル制御部は注入口および排出口を有し、第１のスロットル制御部の注入口はロケットエンジンの第１の注入口と流通しており、第１のスロットル制御部の排出口は第１のロータリー噴射装置の注入口と流通しており、第２のスロットル制御部は中空シャフト部内に配置されている、請求項２９に記載のロケットエンジン。
【請求項３４】
中空シャフト部内の第１のスロットル制御部の位置は、第１の回転噴射装置の注入口に近接している、請求項３３に記載のロケットエンジン。
【請求項３５】
第２のスロットル制御部をさらに備え、第２のスロットル制御部は注入口および排出口を有し、第２のスロットル制御部の注入口はロケットエンジンの第２の注入口と流通しており、第２のスロットル制御部の排出口は、第２のロータリー噴射装置の注入口と流通しており、第１のスロットル制御部は少なくとも１つの環状室に動作可能に接続されている、請求項３０に記載のロケットエンジン。
【請求項３６】
第２のスロットル制御部は、第２のロータリー噴射装置の注入口に近接した位置で少なくとも１つの環状室に動作可能に接続されている、請求項３５に記載のロケットエンジン。
【請求項３７】
少なくとも１つの軸受けによって支えられる少なくとも１つのシャフト部をさらに含み、少なくとも１つのシャフト部は回転軸を有し、少なくとも１つのシャフト部は第１および第２のロータリー噴射装置に動作可能に接続され、少なくとも１つのシャフト部は中空シャフト部で構成され、第２の流路は中空シャフト部で構成され、少なくとも１つのシャフト部は、第１の燃焼室を通って第２の燃焼室へ延伸し、少なくとも１つのシャフト部はタービンおよび少なくとも１つの第３のロータリー噴射装置に動作可能に接続され、それによって、タービンは、第１の燃焼室からタービンを通って噴射される少なくとも一部の流出流体により回転シャフトを回転させる、請求項２７に記載のロケットエンジン。
【請求項３８】
注入口および排出口を有する収束／発散ノズルをさらに備え、収束／発散ノズルの注入口は第２の燃焼室の排出口と流通している、請求項２６に記載のロケットエンジン。
【請求項３９】
収束／発散ノズルの発散部分はアブレーティブライニングを具備している、請求項３８に記載のロケットエンジン。
【請求項４０】
電気始動機、発電機、および同期発電機からなる群から選択される電気機械をさらに備え、電気機械は少なくとも１つのシャフト部に動作可能に接続される、請求項２９に記載のロケットエンジン。
【請求項４１】
圧力不活性ガスの供給源に動作可能に結合されたタービンをさらに備え、タービンは少なくとも１つのシャフト部に動作可能に接続されており、それによって、動作した際に圧力不活性ガスの供給源からの不活性ガス流がタービンを作動させて、少なくとも１つのシャフト部を回転させてロケットエンジンを始動する、請求項２９に記載のロケットエンジン。
【請求項４２】
ロケットエンジン作動方法であって、
ａ．  ロケットエンジンに第１および第２の推進剤成分を供給することと、
ｂ．  第１の推進剤成分の少なくとも一部を、第１の燃焼室内の少なくとも１つの第１のロータリーオリフィスを介して第１の燃焼室へ噴射することと、
ｃ．  第２の推進剤成分の少なくとも一部を、第１の燃焼室内の少なくとも１つの第２のロータリーオリフィスを介して第１の燃焼室へ噴射することと、
ｄ．  流出流体を生成させるために、第１の燃焼室の第１および第２の推進剤成分を少なくとも部分的に燃焼することと、
ｅ．  第１の燃焼室から流出流体を吐出することと、
を含むロケットエンジン作動方法。
【請求項４３】
第１および第２の推進剤成分を供給する動作は同心の流路を介する、請求項４２に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項４４】
少なくとも１つのスロットル制御部により、第１および第２の推進剤成分のうち少なくとも１つをスロットル制御する動作をさらに備える、請求項４２に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項４５】
中空回転シャフトの内部領域内および環状路内からなる群から選択される少なくとも１つの位置に、少なくとも１つのスロットル制御部を配置することをさらに備え、少なくとも１つの位置は、第１および第２のロータリーオリフィスのうち少なくとも１つと流通している、請求項４４に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項４６】
少なくとも１つのスロットル制御部を、第１および第２のロータリーオリフィスのうち少なくとも１つに近接して配置することをさらに備える、請求項４５に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項４７】
少なくとも１つの同心の流路内の内部領域は、第１および第２の推進剤成分のうち少なくとも１つの気相を含む、請求項４３に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項４８】
第１および第２の推進剤成分のうち少なくとも１つを、第１および第２のロータリー噴射装置のうち少なくとも１つにより回転させるように誘発することをさらに含み、誘発する動作は少なくとも１つの同心の流路の内側の少なくとも１つのインデューサを用いる、請求項４３に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項４９】
第１の推進剤成分の圧力を第１の燃焼室の圧力と分離することをさらに備えた、請求項４２に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項５０】
第２の推進剤成分の少なくとも一部分の圧力を第１の燃焼室の圧力と分離することをさらに備えた、請求項４２に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項５１】
第１の推進剤成分は液体燃料で構成され、推進剤成分は液体酸化剤である、請求項４２に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項５２】
噴射された液体燃料と噴射された液体酸化剤との割合は、第１の燃焼室において可燃成分が多い、請求項５１に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項５３】
第１の燃焼室内において第１および第２の推進剤成分を部分的に燃焼することをさらに含む、請求項４２に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項５４】
流出流体の少なくとも一部を第１の燃焼室から第２の燃焼室へ吐出することをさらに含む、請求項４２に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項５５】
第１の燃焼室からタービンを通して流出流体の少なくとも一部分を吐出することをさらに含む、請求項４２に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項５６】
タービンにより、少なくとも１つの第１のロータリーオリフィスおよび少なくとも１つの第２のロータリーオリフィスを回転させることをさらに含む、請求項５５に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項５７】
第２の燃焼室内の少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスを介して第２の燃焼室へ第２の推進剤成分の残りの部分を注入(inject)することを含む、請求項５４に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項５８】
第２の燃焼室内の少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスを介して第２の燃焼室へ第２の推進剤成分の残りの部分を噴射する動作により、第１の燃焼室から第２の燃焼室への少なくとも一部の流出流体の少なくとも１つの特性を変えることをさらに含み、少なくとも１つの特性は、流量パターンおよび混合パターンからなる群から選択される、請求項５４に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項５９】
第２の推進剤成分の残りの部分の圧力を、第２の燃焼室の圧力と分離することをさらに含む、請求項５７に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項６０】
第２の燃焼室の壁に配置された少なくとも１つのオリフィスを介して、第１の燃焼室から第２の燃焼室へ流出流体の残りの部分を吐出することをさらに含む、請求項５４に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項６１】
第２の燃焼室の壁に配置された少なくとも１つのオリフィスを介して、第１の燃焼室から第２の燃焼室へ流出流体の残りの部分を吐出する動作により、第１の燃焼室から第２の燃焼室への少なくとも一部の流出流体の少なくとも１つの特性を変えることをさらに含み、少なくとも１つの特性は、流量パターンおよび混合パターンからなる群から選択される、請求項６０に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項６２】
タービンを通して第１の燃焼室から少なくとも一部の流出流体を吐出することと、タービンにより、少なくとも１つの第１のロータリーオリフィス、少なくとも１つの第２のロータリーオリフィス、および少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスを回転させることとをさらに含む、請求項５７に記載のロケットエンジン作動方法。
【請求項６３】
ロケットエンジン用回転装置であって、
ａ．回転軸を有する第１の中空シャフト部であって、第１の中空シャフト部の第１の端は第１の液体推進剤成分を収納するように適合されている、第１の中空シャフト部と、
ｂ．第１の中空シャフト部の内部と流通している、第１の中空シャフト部に動作可能に結合された少なくとも１つの第１のロータリーオリフィスと、
ｃ．第１の中空シャフト部の少なくとも一部分を取り囲んでいる環状ダクトであって、環状ダクトの第１の端は第２の推進剤成分を収納するように適合されている、環状ダクトと、
ｄ．  環状ダクトと流通している、第１の中空シャフト部に動作可能に結合された少なくとも１つの第２のロータリーオリフィスと、
を備えるロケットエンジン用回転装置。
【請求項６４】
少なくとも１つの第１の回転圧力トラップをさらに備え、少なくとも１つの第１の回転圧力トラップは、第１の流路の長さ方向に沿って第１の流路を介して互いに流通している注入口および排出口を有する第１の流路を備え、第１の流路は回転軸を中心に回転するように適合され、第１の流路の注入口は第１の中空シャフト部の内部と流通しており、第１の流路の排出口は少なくとも１つの第１のロータリーオリフィスと流通しており、第１の流路は、第１の回転圧力トラップが回転軸を中心に回転する際に、第１の流路内のどの地点における遠心加速度も、注入口および排出口からなる群から選択される位置の何れの地点における遠心加速度よりも大きくなるように適合される、請求項６３に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項６５】
少なくとも１つの第２の回転圧力トラップをさらに備え、少なくとも１つの第２の回転圧力トラップは、第２の流路の長さ方向に沿って第２の流路を介して互いに流通している注入口および排出口を有する第２の流路を備え、第２の流路は回転軸を中心に回転するように適合され、第２の流路の注入口は環状ダクトと流通しており、第２の流路の排出口は少なくとも１つの第２のロータリーオリフィスと流通しており、第２の流路は、第２の回転圧力トラップが回転軸を中心に回転する際に、第２の流路内のどの地点における遠心加速度も、注入口および排出口からなる群から選択される位置の何れの地点における遠心加速度よりも大きくなるように適合される、請求項６３に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項６６】
少なくとも１つの第２の回転圧力トラップをさらに備え、少なくとも１つの第２の回転圧力トラップは、第２の流路の長さ方向に沿って第２の流路を介して互いに流通している注入口および排出口を有する第２の流路を備え、第２の流路は回転軸を中心に回転するように適合され、第２の流路の注入口は環状ダクトと流通しており、第２の流路の排出口は少なくとも１つの第２のロータリーオリフィスと流通しており、第２の流路は、第２の回転圧力トラップが回転軸を中心に回転する際に、第２の流路内のどの地点における遠心加速度も、注入口および排出口からなる群から選択される位置の何れの地点における遠心加速度よりも大きくなるように適合される、請求項６４に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項６７】
回転軸と同軸であるとともに、第１の中空シャフト部の内部と流通している第１のインデューサをさらに備える、請求項６３に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項６８】
環状ダクトの少なくとも一部分内に回転軸と同軸の第２のインデューサをさらに備える、請求項６３に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項６９】
環状ダクトの少なくとも一部分内に回転軸と同軸の第２のインデューサをさらに備える、請求項６７に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項７０】
第１の中空シャフト部に動作可能に結合された少なくとも１つのタービンブレードをさらに備える、請求項６３に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項７１】
ロケットエンジン用回転装置であって、
ａ．回転軸を有する第１の中空シャフト部であって、第１の中空シャフト部の第１の端は第１の液体推進剤成分を受け入れるように適合されている、第１の中空シャフト部と、
ｂ．第１の中空シャフト部の内部と流通している、第１の中空シャフト部に動作可能に結合された少なくとも１つの第１のロータリーオリフィスと、
ｃ．第２の中空シャフト部であって、第２の中空シャフト部の第１の端は、第１の中空シャフト部の第２の端に動作可能に結合され、第２の中空シャフト部の内部は、第１の中空シャフト部の内部と流通している、第２の中空シャフト部と、
ｄ．第２の中空シャフト部の内部と流通している少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスと、
を備えるロケットエンジン用回転装置。
【請求項７２】
第２の中空シャフト部の内部は少なくとも１つの第１の溝を備え、少なくとも１つの第１のロータリーオリフィスは少なくとも１つの第１の溝と流通している、請求項７１に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項７３】
少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスは、第２の中空シャフト部の第２の端に近接した少なくとも１つの第１の溝に動作可能に連結されている、請求項７２に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項７４】
第２の中空シャフト部の内部は少なくとも１つの第２の溝を備え、少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスは、第２の中空シャフト部の第２の端に近接した少なくとも１つの第２の溝と流通している、請求項７２に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項７５】
少なくとも１つの第１の溝および少なくとも１つの第２の溝は、少なくとも１つの第１のロータリーオリフィスと少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスとの間の第１の推進剤成分の流量を釣り合わせるように適合されている、請求項７４に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項７６】
少なくとも１つのタービンブレードをさらに備え、少なくとも１つのタービンブレードは、第１の中空シャフトおよび第２の中空シャフト部の双方に動作可能に結合されている、請求項７１に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項７７】
第１の中空シャフト部の内部と流通している回転軸と同軸の第１のインデューサをさらに備える、請求項７１に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項７８】
少なくとも１つの第１の回転圧力トラップをさらに備え、少なくとも１つの第１の回転圧力トラップは、第１の流路の長さ方向に沿って第１の流路を介して互いに流通している注入口および排出口を有する第１の流路を備え、第１の流路は回転軸を中心に回転するように適合され、第１の流路の注入口は第１の中空シャフト部の内部と流通しており、第１の流路の排出口は少なくとも１つの第１のロータリーオリフィス、第２の中空シャフト部の内部、および少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスからなる群から選択される要素と流通しており、第１の流路は、第１の回転圧力トラップが回転軸を中心に回転する際に、第１の流路内のどの地点における遠心加速度も、注入口および排出口からなる群から選択される位置の何れの地点における遠心加速度よりも大きくなるように適合される、請求項７１に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項７９】
第２の中空シャフト部内にシャフト・ライナをさらに備え、シャフト・ライナは閉端および第２の端を有し、シャフト・ライナの第２の端は第２の中空シャフト部の第２の端に近接している、請求項７１に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項８０】
第２の中空シャフト部内にシャフト・ライナをさらに備え、シャフト・ライナは閉端および第２の端を有し、シャフト・ライナの第２の端は第２の中空シャフト部の第２の端に近接しており、シャフト・ライナの閉端は少なくとも１つの第１の回転圧力トラップの境界を形成する、請求項７８に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項８１】
第２の中空シャフト部の内部は少なくとも１つの第２の溝を備え、少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスは、第２の中空シャフト部の第２の端に近接した少なくとも１つの第２の溝と流通している、請求項７９に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項８２】
第２の中空シャフト部の内部はシャフト・ライナの外側に環状領域を含む、請求項７９に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項８３】
第２の中空シャフト部の内部はシャフト・ライナの外側に環状領域を含む、請求項８１に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項８４】
請求項６３に記載のロケットエンジン用回転装置であって、さらに
ａ．  第２の中空シャフト部であって、第２の中空シャフト部の第１の端は第１の中空シャフト部の第２の端に動作可能に結合され、第２の中空シャフト部の内部は第１の中空シャフト部の内部と流通している、第２の中空シャフト部と、
ｂ．  第２の中空シャフト部の内部と流通している、少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスと、
ｃ．  第１の中空シャフト部および第２の中空シャフト部の双方に動作可能に結合されている、少なくとも１つのタービンブレードと、
を備えるロケットエンジン用回転装置。
【請求項８５】
請求項８４に記載のロケットエンジン用回転装置であって、さらに
ａ．少なくとも１つの第１の回転圧力トラップであって、少なくとも１つの第１の回転圧力トラップは、第１の流路の長さ方向に沿って第１の流路を介して互いに流通している注入口および排出口を有する第１の流路を備え、第１の流路は回転軸を中心に回転するように適合され、第１の流路の注入口は第１の中空シャフト部の内部と流通しており、第１の流路の排出口は少なくとも１つの第１のロータリーオリフィス、第２の中空シャフト部の内部、および少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスからなる群から選択される要素と流通しており、第１の流路は、第１の回転圧力トラップが回転軸を中心に回転する際に、第１の流路内のどの地点における遠心加速度も、注入口および排出口からなる群から選択される位置の何れの地点における遠心加速度よりも大きくなるように適合される、少なくとも１つの第１の回転圧力トラップと、
ｂ．少なくとも１つの第２の回転圧力トラップであって、少なくとも１つの第２の回転圧力トラップは、第２の流路の長さ方向に沿って第２の流路を介して互いに流通している注入口および排出口を有する第２の流路を備え、第２の流路は回転軸を中心に回転するように適合され、第２の流路の注入口は環状ダクトと流通しており、第２の流路の排出口は少なくとも１つの第２のロータリーオリフィスと流通しており、第２の流路は、第２の回転圧力トラップが回転軸を中心に回転する際に、第２の流路内のどの地点における遠心加速度も、注入口および排出口からなる群から選択される位置の何れの地点における遠心加速度よりも大きくなるように適合される、少なくとも１つの第２の回転圧力トラップと、
を備えるロケットエンジン用回転装置。
【請求項８６】
第２の中空シャフト部の内部は少なくとも１つの第１の溝を備え、少なくとも１つの第２の溝を備え、少なくとも１つの第１のロータリーオリフィスは少なくとも１つの第１の溝と流通しており、少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスは、第２の中空シャフト部の第２の端に近接した少なくとも１つの第２の溝と流通している、請求項８５に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項８７】
少なくとも１つの第１の溝および少なくとも１つの第２の溝は、少なくとも１つの第１のロータリーオリフィスと少なくとも１つの第３のロータリーオリフィスとの間の第１の推進剤成分の流量を釣り合わせるように適合される、請求項８６に記載のロケットエンジン用回転装置。
【請求項８８】
請求項８７に記載のロケットエンジン用回転装置であって、さらに
ａ．  回転軸と同軸であるとともに、第１の中空シャフト部の内部と流通している第１のインデューサと、
ｂ．  回転軸と同軸であるとともに、環状ダクトの少なくとも一部分内にある第２のインデューサと、
を備えるロケットエンジン用回転装置。
【請求項８９】
ロケットエンジンであって、
ａ．  ｉ．  排出口と、
ｉｉ．  少なくとも１つの第１のオリフィスを備える第１の燃焼室ライナと、
を備える第１の燃焼室と、
ｂ．  第１の燃焼室ライナを少なくとも部分的に取り囲んでいる第１の環状路と、
ｃ．  第１の燃焼室の排出口と流通している第２の燃焼室であって、少なくとも１つの第２のオリフィスを備える第２の燃焼室ライナを備える、第２の燃焼室と、
ｄ．  第２の燃焼室ライナを少なくとも部分的に取り囲んでいる第２の環状路であって、第２の環状路は第１の環状路と流通しており、それによって、作動した際に第１の燃焼室は流出流体を生成し、流出流体の第１の部分は、少なくとも１つの第１のオリフィスを通り、第１および第２の環状路を通り、少なくとも１つの第２のオリフィスを通って第２の燃焼室へ噴射されて、第２の燃焼室ライナの流出流体の冷却を行う、第２の環状路と、
を備えるロケットエンジン。
【請求項９０】
第１および第２の燃焼室の間に流量制限部をさらに備え、それによって、作動した際に第１の燃焼室から流出流体の第２の部分が流量制御部を介して第２の燃焼室へ流れ込んで、第１の燃焼室の少なくとも１つの第１のオリフィスにおける圧力が、第２の燃焼室の少なくとも１つの第２のオリフィスにおける圧力よりも大きくなるようにする、請求項８９に記載のロケットエンジン。
【請求項９１】
流量制限部は注入口および排出口を有するタービンを備え、注入口は第１の燃焼室の排出口と流通しており、第２の燃焼室はタービンの排出口と流通しており、それによって、タービンは第１の燃焼室からの流出流体の第２の部分の少なくとも一部分により駆動される、請求項９０に記載のロケットエンジン。
【請求項９２】
第１の推進剤成分の供給源をさらに備え、第１の推進剤成分の供給源は、第１の燃焼室および第１の環状路と流通しており、それによって、作動した際に第１の推進剤成分の一部分が第１の環状路へ、第２の環状路へ、少なくとも１つの第２のオリフィスを介して、第２の燃焼室へと流れ込んで、第２の燃焼室ライナの流出流体の冷却を行う、請求項８９に記載のロケットエンジン。
【請求項９３】
第１の推進剤成分の供給源をさらに備え、第１の推進剤成分の供給源は、第１の燃焼室および第１の環状路と流通しており、それによって、作動した際に第１の推進剤成分の一部分が第１の環状路へ、第２の環状路へ、少なくとも１つの第２のオリフィスを介して、第２の燃焼室へと流れ込んで、第２の燃焼室ライナの流出流体の冷却を行う、請求項９０に記載のロケットエンジン。
【請求項９４】
第１の推進剤成分の供給源をさらに備え、第１の推進剤成分の供給源は、第１の燃焼室および第１の環状路と流通しており、それによって、作動した際に第１の推進剤成分の一部分が第１の環状路へ、第２の環状路へ、少なくとも１つの第２のオリフィスを介して、第２の燃焼室へと流れ込んで、第２の燃焼室ライナの流出流体の冷却を行う、請求項９１に記載のロケットエンジン。
【請求項９５】
第１の推進剤成分は燃料を含む、請求項９２に記載のロケットエンジン。
【請求項９６】
第２の推進剤成分の供給源をさらに備え、第２の推進剤成分の供給源は第１の燃焼室と流通しており、それによって、作動した際に第２の推進剤成分の第１の部分が第１の燃焼室へ流れ込み、第２の推進剤成分の残りの第２の部分が第２の燃焼室へ流れ込み、第１の燃焼室における燃焼温度は、第２の燃焼室における燃焼温度よりも低い、請求項８９に記載のロケットエンジン。
【請求項９７】
第１の推進剤成分は酸化剤を含む、請求項９６に記載のロケットエンジン。
【請求項９８】
第１の燃焼室における第１の推進剤成分と第２の推進剤成分との比は、化学量論比に比べて実質的に可燃成分が多い、請求項９６に記載のロケットエンジン。
【請求項９９】
第２の推進剤成分の第２の部分は、第２の燃焼室の中間部分で第２の燃焼室へ流れ込んで、第１の燃焼室からの前記第２の部分の流出流体の第１の部分の燃焼を、第１の燃焼室からの前記第２の部分の流出流体の第２の部分、および第１の燃焼室からの第１の部分の流出流体からなる群から選択される流出流体によって第２の燃焼室ライナから隔離する、請求項９６に記載のロケットエンジン。
【請求項１００】
前記中間部分は第２の燃焼室を通る流れの中心軸に近接している、請求項９９に記載のロケットエンジン。
【請求項１０１】
第２の推進剤成分の供給源をさらに備え、第２の推進剤成分の供給源は、第１の燃焼室と流通しており、それによって、作動した際に第２の推進剤成分の第１の部分が第１の燃焼室に流れ込み、第２の推進剤成分の残りの第２の部分が第２の燃焼室に流れ込み、第１の燃焼室における燃焼温度は、第２の燃焼室における燃焼温度よりも低い、請求項９２に記載のロケットエンジン。
【請求項１０２】
第２の推進剤成分の供給源をさらに備え、第２の推進剤成分の供給源は、第１の燃焼室と流通しており、それによって、作動した際に第２の推進剤成分の第１の部分が第１の燃焼室に流れ込み、第２の推進剤成分の残りの第２の部分が第２の燃焼室に流れ込み、第１の燃焼室における燃焼温度は、第２の燃焼室における燃焼温度よりも低い、請求項９３に記載のロケットエンジン。
【請求項１０３】
第２の推進剤成分の供給源をさらに備え、第２の推進剤成分の供給源は、第１の燃焼室と流通しており、それによって、作動した際に第２の推進剤成分の第１の部分が第１の燃焼室に流れ込み、第２の推進剤成分の残りの第２の部分が第２の燃焼室に流れ込み、第１の燃焼室における燃焼温度は、第２の燃焼室における燃焼温度よりも低い、請求項９４に記載のロケットエンジン。
【請求項１０４】
第１の推進剤成分は燃料を含み、第２の推進剤成分は酸化剤を含む、請求項１０１に記載のロケットエンジン。
【請求項１０５】
ロケットエンジン冷却方法であって、
ａ．  複数の推進剤成分の部分的な燃焼により第１の燃焼室において流出流体を生成することであって、第１の燃焼室は、少なくとも１つの第１のオリフィスを備える第１の燃焼室ライナを有し、少なくとも１つの第１のオリフィスは、第１の燃焼室ライナの外側の第１の領域と流通していることと、
ｂ．  流出流体の第１の部分を第１の燃焼室から第２の燃焼室へ吐出することであって、第２の燃焼室は第２の燃焼室ライナを有し、第１の燃焼室ライナの外側の第１の領域は、第２の燃焼室ライナの外側の第２の領域と流通しており、第２の燃焼室ライナは、第２の領域と第２の燃焼室との間に少なくとも１つの第２のオリフィスを備えていることと、
ｃ．  流出流体の第２の部分を第１の燃焼室から、少なくとも１つの第１のオリフィスを介して、第１の領域を介して少なくとも一部分の第１の燃焼室ライナの外側を通り、第２の領域を介して少なくとも一部分の第２の燃焼室ライナの外側を通り、少なくとも１つの第２のオリフィスを介して、第２の燃焼室へ吐出して、第２の燃焼室ライナの流出流体の冷却を行うことと、
を含む方法。
【請求項１０６】
複数の推進剤成分は集中的に第１の燃焼室へ吐出される、請求項１０５に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１０７】
流出流体の第１の部分は、第１の燃焼室から第２の燃焼室へ流量制御部を介して噴射され、それによって、第１の燃焼室の少なくとも１つのオリフィスにおける流出流体の圧力は、第２の燃焼室の第２のオリフィスにおける圧力よりも大きくなる、請求項１０５に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１０８】
流量制限部はタービンを備える、請求項１０７に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１０９】
第１の燃焼室の燃焼温度は第２の燃焼室の燃焼温度よりも実質的に低い、請求項１０５に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１１０】
複数の推進剤成分は燃料および酸化剤を含み、第１の燃焼室における燃料と酸化剤の比は、化学量論比に比べて実質的に可燃成分が多い、
請求項１０５に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１１１】
燃料の第１の部分は第１の燃焼室へ吐出され、燃料の第２の部分は第１の燃焼室ライナの外側の第１の領域へ噴射される、請求項１１０に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１１２】
酸化剤の第１の部分は第１の燃焼室へ吐出され、酸化剤の第２の部分は第２の燃焼室へ噴射される、請求項１１０に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１１３】
酸化剤の第２の部分は集中的に第２の燃焼室へ吐出される、請求項１１２に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１１４】
酸化剤の第２部分は第２の燃焼室の中間部分で吐出される、請求項１１２に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１１５】
前記中間部分は第２の燃焼室を通る流れの中心軸に近接している、請求項１１４に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１１６】
酸化剤の第２の部分を第２の燃焼室へ吐出する動作によって、第１の燃焼室から第２の燃焼室への流出流体の第１の部分の少なくとも１つの特性を変えることをさらに含み、少なくとも１つの特性は流量パターンおよび混合パターンからなる群から選択される、請求項１１２に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１１７】
流出流体の第２の部分を少なくとも１つの第２のオリフィスを介して第２の燃焼室へ吐出する動作によって、第１の燃焼室から第２の燃焼室への流出流体の第１の部分の少なくとも１つの特性を変えることをさらに含み、少なくとも１つの特性は流量パターンおよび混合パターンからなる群から選択される、請求項１０５に記載のロケットエンジン冷却方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概して液体推進ロケットエンジンに関し、より具体的には液体推進剤をポンピングするためのターボ機械とロケットの主燃焼室とを一体化した液体推進ロケットエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
例えば米国特許第４，８７９，８７４号、同第４，９０１，５２５号、および同第５，２６７，４３７号に教示されるような液体燃料ロケットエンジンは通常、主ロケットノズルとは別個の、液体推進剤を主ロケットノズルに噴射する前に加圧し、かつ／または気化するためのターボ機械を用いる。さらに、１つまたはそれ以上の推進剤成分が関連ポンプ回路を介して主ロケットノズルを冷却するようになっている場合もある。したがって、このようなシステムは概して高価で複雑であり、かつ付加された複雑さが信頼性を損なう傾向がある。
【０００３】
米国特許第３，５４１，７９３号および同第３，５７７，７３５号は液体推進剤が、液体燃料を加圧するポンプおよび液体酸化剤を加圧するポンプにより加圧されるターボロケットエンジンを教示する。推進剤成分の一つがまず冷却のために主燃焼室の壁を通して吐出され、次に予燃焼室に吐出される。別の推進剤成分の一部が予燃焼室に吐出され、残りの部分は主燃焼室に吐出される。予燃焼室からの流出流体（エフルエント；effluent）はタービンを駆動し、タービンは各ポンプを駆動する。次に流出流体は主燃焼室に吐出される。吐出ノズルは各燃焼室に対して固定されており、タービンに負担をかけるばかりか予燃焼室内の温度変化をもたらす可能性がある。さらに、主燃焼室の冷却のために液体推進剤を用いることはコスト、複雑さおよび重量を増す。
【０００４】
米国特許第４，７６９，９９６号および同第４，８７０，８２５号は回転圧力トラップが組み込まれた回転式液体燃料噴射装置を教示するが、これらの装置は気体の酸化剤を用いるタービンエンジンに組み込まれる。これらの特許はいずれも、燃料と酸化剤成分の両方をロータリー噴射するターボロケットエンジンの提供を教示しない。
【０００５】
米国特許第５，３２３，６０２号は冷却媒体として空気を用いる、ガスタービン用の噴散冷却系(effusion cooling system)を教示する。この特許はターボロケットエンジンを教示せず、また、予備燃焼室からの燃焼ガスの、主燃焼器冷却のための利用も教示しない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明は、通常、ロケット推進主燃焼室に関連付けられる機能と、通常、液体ロケットエンジンに用いられるターボポンプに関連付けられるターボ機械とを一体化したターボロケットエンジンを提供し、これにより、通常、液体ロケットエンジンに関連付けられるポンプ冷却回路（pumping and cooling circuitry）の大部分を排除することで上記の問題を克服する。結果的に従来技術の液体ロケットエンジンよりもはるかに低コストで低重量の推進システムとなる。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
液体燃料および液体酸化剤は比較的低圧力で、圧力タンクから、部分燃焼された流出流体の温度をタービンが許容し得るよう比較的高い燃料／酸化剤比で動作する予備燃焼器が生じる燃焼流出流体を動力源とする圧力比の比較的低いタービンにより駆動されるロータシステム内の別々の箇所へ供給される。液体燃料および液体酸化剤の流量は、別個のスロットルコントロールで比較的低い供給圧に制御されるが、この別個のスロットルコントロールにより低コストで信頼性の高い改善された制御ができる。ロータシステムに組み込まれた回転圧力トラップが各スロットルコントロールの圧力の比較的低い出口を予備燃焼器および主燃焼器の比較的高い圧力から分離する。
【０００８】
ロータシステムは遠心ポンプ手段により液体燃料および液体酸化剤に回転運動エネルギおよび遠心力を与える。遠心ポンプ手段は中空シャフト部の外壁の内側表面に１つまたはそれ以上の縦リブまたはベーンを含み、この中空シャフト部は隣接するリブまたはベーン間に設けられた１つまたはそれ以上の関連する溝と連通する１つまたはそれ以上の吐出オリフィスを有する。一般的に吐出オリフィスにおける圧力低下は比較的小さく、通常動作中、吐出オリフィスは必ずしも液体で満たされる必要はない。また、溝と吐出オリフィスとの間には一対一の関係が一般的であるが、機械バランスの制約によっては１つの溝に１つ以上の吐出オリフィスが連通する場合も、吐出オリフィスが１つも連通しない場合もある。さらに、吐出オリフィスは一般的にはサイズと向きが統一されているが、機械バランスの制約によっては吐出オリフィス間でサイズと向きが異なる場合がある。液体はリブまたはベーンにより回転され、かつ吐出オリフィスを通して遠心加速され、この吐出オリフィスは注入された液体に十分な半径方向速度および円周速度を与えるため、完全な混合および分布が可能となる。しかしながら、本発明の遠心ポンプ手段は、従来の多くの遠心ポンプに組み込まれているような、運動エネルギを圧力エネルギに再変換するディフューザを備えていない。液体燃料の全ておよび液体酸化剤の一部がロータリー噴射により予備燃焼器に注入され、次にこの予備燃焼器内で混合され、気化され、かつ部分的に燃焼される。予備燃焼器が生じる流出流体の温度は関連する燃料／酸化剤の混合比により制御される。このロータリー噴射方法は予備燃焼器内の関連する環状燃焼部内の温度分布をより均一にし、タービンが材料依存性のピーク動作温度により近い温度で動作することを可能にする。
【０００９】
液体燃料と液体酸化剤の両方が遠心ポンピングされる。したがって、ロータシステムは同心円状の穴部を備えており、液体酸化剤は中空メインシャフトの中心から供給かつポンピングされ、液体燃料はこの中空メインシャフトの中心と同心円状の環状室からポンピングされる。リブ／ベーンおよび吐出オリフィス等といった遠心ポンプの構成部は、機械バランスを壊さないような構成・サイズとする。しかしながら、リブ／ベーン、および／または吐出オリフィス間はこの制約に従い非均一に間隔を置かれる場合がある。
【００１０】
予備燃焼器からの流出流体の一部は予備燃焼器ライナを抜け、主燃焼器ライナの外側を通って、噴散冷却穴から流出流体主燃焼器へ送り込まれ、噴散冷却により主燃焼器を冷却する。液体または気体である燃料の一部はまた、予備燃焼器ライナを通って予備燃焼器を冷却し、主燃焼器ライナの冷却に使用される流出流体流と合流してもよい。さらに、噴散冷却ガスの一部が主燃焼器内に排出されて収束／発散ノズルの境界層を冷却する。
【００１１】
予備燃焼器および主燃焼器に送達される液体酸化剤の相対量は主ロータシステム内の液体酸化剤分配系の設計により設定される。液体酸化剤のポンプからの流出液はポンプ出口において分流され、このうちの小さいほうの流れが、酸化剤を予備燃焼器へ送達するロータリー噴射装置に供給される。ロータリー噴射装置はまた回転圧力トラップを備えて予備燃焼器圧力を主燃焼器圧力から分離し、これにより二圧力間の予備燃焼器ガスがロータリー噴射装置を通って流れるのを防ぐ。液体燃料の一部も同一軸平面に近接した同様のロータリー噴射装置に供給され、二液がシャフト系から吐出される際に混合され霧化されることとなる。混合液の燃焼はこの混合および霧化と同時に行われる。混合を補助し、かつ混合比を制御してガスがタービンに達する際の温度を適温にするために、追加の液体燃料が予備燃焼器に注入される。したがって、燃料／酸化剤の混合比は予備燃焼器内の特定の部位で制御でき、燃焼特性を改善する。
【００１２】
高温トーチのような点火装置を用いて予備燃焼器内の燃焼を開始させ、この後、燃焼は自動継続する。予備燃焼器内の燃焼の熱が、予備燃焼器ライナおよび／または主燃焼器ライナの冷却に使用された液体燃料の全てを含む、注入された液体燃料とこの予備燃焼器に注入された液体酸化剤とを気化させる。
【００１３】
予備燃焼器からの流出流体の大部分はタービンを駆動したあと主燃焼器に直接流入する。予備燃焼器および／または主燃焼器の冷却に使用されたこの流出流体およびガスは混合されて、ポンプ構成部をタービンに接続する中空シャフトの中心から供給され、このシャフトから流出する際に遠心ポンプ装置を介してロータリー噴射により主燃焼器内へ直接注入される液体酸化剤の残りの部分とともに燃焼される。この高速回転噴射が素早く気化する液体酸化剤を霧化し、タービンを出て直接主燃焼器へ流れ込む、可燃成分の多い高温ガスの燃焼を完了させる。主燃焼器の高温の燃焼ガスにさらされる中空シャフトの先端は、それ自体から気体酸化剤を放出することにより自動的に冷却または換気するように構成される場合がある。この中空シャフトの先端はさらに、もしくは代替的に研磨あるいは被覆されて高温の燃焼ガスから断熱される場合がある。最終的もしくは全体的な燃料／酸化剤の混合比は、関連する推進タンクの相対的なサイズに対する制約によって決まる最大推力のような特定の目標関数に従って調節される。
【００１４】
本発明は代替的に、予備燃焼器に先立ってシャフトの外側に戴置される、液体燃料をターボロケットエンジンにポンピングし噴射するためのラジアルポンプまたはアキシャルポンプのいずれかを備えてもよい。さらに液体酸化剤ポンプを、予備燃焼器と主燃焼器の間で液体酸化剤流が分流される箇所の下流に配置できる。
【００１５】
したがって、本発明の目的は低コストのターボロケットエンジンを提供することである。
【００１６】
本発明の別の目的は、信頼性の向上したターボロケットエンジンを提供することである。
【００１７】
上記の目的によると、本発明の特徴は燃料と酸化剤の両方が液体として各燃焼室に注入されることである。
【００１８】
本発明の別の特徴は、燃料と酸化剤の両方が低温液体として各燃焼室に注入されることである。
【００１９】
本発明のさらなる特徴は予備燃焼器と主燃焼器と、この両燃焼器間にタービンとを備えたことであり、タービンは液体燃料の全ておよび液体酸化剤の一部を予備燃焼器内にポンピングするポンプ装置を駆動し、燃料／酸化剤の混合比は予備燃焼器の流出流体温度をタービンが許容し得るように制御され、液体酸化剤の残りの部分は全体的な燃焼が最良となるよう予備燃焼器／タービンからの流出流体と混合される。
【００２０】
本発明のさらなる特徴は、液体燃料および液体酸化剤をそれぞれポンピングし噴射するための蒸気コア（vapor core）遠心ポンプを備えたことである。
【００２１】
本発明のさらなる特徴は、液体燃料と液体酸化剤が回転噴射により各燃焼室に注入されることである。
【００２２】
本発明のさらなる特徴は、液体推進剤を燃焼室の圧力から分離する回転圧力トラップを備えたことである。
【００２３】
本発明のさらなる特徴は、液体燃料と液体酸化剤を、関連する圧力タンク等からの関連する比較的低い供給圧力で制御することである。
【００２４】
本発明のさらなる特徴は、主燃焼器を予備燃焼器からの流出流体で噴散冷却することである。
【発明の効果】
【００２５】
本発明の上記の特徴は多数の関連する利点を提供する。従来技術に関する本発明の利点は、従来の液体推進剤ロケットエンジンに関連する配管および機械装置の相当数を排除することでコストを削減し、かつ信用性を高めることが可能であることである。
【００２６】
本発明の上記ならびにその他の目的、特徴、および利点は、以下の好適な実施形態の詳細な説明を添付図面を参照して読み、かつ添付の特許請求の範囲に従って考慮すればより完全に理解されよう。本明細書は本発明の、液体水素および液体酸素を動力源とする液体推進剤ターボロケットとしての適用を例示するものであるが、本発明は液体燃料と液体酸化剤を含むあらゆる液体二推進剤（bi-propellant）装置にも適用可能であることが当業者には理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】本発明によるロケットエンジンの等角断面図である。
【図２ａ】本発明によるロケットエンジンの第１の断面図である。
【図２ｂ】本発明によるロケットエンジンの第２の断面図である。
【図３】本発明によるロータシステムの第１の断面図である。
【図４】本発明の第３の中空シャフト部の断面図である。
【図５】本発明の環状ダム部の断面図である。
【図６】本発明によるロータシステムの第２の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２８】
図１、図２ａおよび図２ｂを参照すると、第１の端１２および第２の端１４を備えるロケットエンジン１０は、推力を第２の端１４から軸１６に沿って出力する。第１の推進剤成分１８’（例えば液体酸素１８）および第２の推進剤成分２０’（例えば液体水素２０）は、それぞれ供給源２２’（例えば第１の圧力タンク２２）および供給源２４’（例えば第２の圧力タンク２４）から、それぞれ第１の注入口２６’（例えばスクロール２６）および第２の注入口２８’（例えばスクロール２８）を介して、液体酸素１８および液体水素２０を第１の燃焼室３４’（例えば予備燃焼器３４）、および第２の燃焼室３６’（例えば主燃焼器３６）内へポンピングするためのポンプ手段３２を含む１個のロータシステム３０へと供給される。予備燃焼器３４の出口３９からの流出流体３８の少なくとも一部は、ロータシステム３０を回転させるタービン４０を駆動する。水素の全てまたはほとんどが予備燃焼器３４に供給されるが、この予備燃焼器３４は、流出温度をタービン４０が十分に許容できるレベルに上げるのに必要な量の酸素のみ受け取る。タービン４０から排出される水素に富む流出流体３８は、タービン４０を迂回する（bypass）あらゆる水素とともに主燃焼器３６に供給され、この主燃焼器３６において酸素の残りが導入されて、その個々の燃料／酸化剤装置に適した主燃焼器３６内の全体的な燃料／酸化剤の混合比を得る。これにより主燃焼器３６内の燃焼によりロケットエンジンに通常関係付けられる非常に高い温度を得る。例えば、液体水素（ＬＨ２）／液体酸素（ＬＯ２）装置において、酸化剤／燃料の質量比は約５．５：１が好ましいが、燃焼を維持できる任意の既知の混合比もしくは混合比範囲であり得る。例えば、望ましくない程大きな液体水素貯蔵タンクが必要となるという不都合が伴うものの、ＬＨ２：ＬＯ２混合比２．８：１で最高の推進力が得られる。
【００２９】
図３を参照すると、ロータシステム３０は、互いに隣接し結合され開放している第１の中空シャフト部４６および第２の中空シャフト部４８を有するシャフト４４を具備している。第２の中空シャフト部４８の少なくとも一部の内径は第１の中空シャフト部４６の内径よりも大きい。液体酸素１８は酸素タンク２２から約３０ｐｓｉｇの圧力で、ロケットエンジン１０の第１の端１２にある酸素スクロール２６へと供給され、複数の導流ベーン（flow directing vanes）４９を通り、さらに第１の中空シャフト部４６の第１の端５２の内部を貫いて延在する固定管５０へと供給される。ロケットエンジン１０に供給される酸素の量は、固定管５０からの酸素の流れを制限する制御された第１のスロットル制限部５６を成す可動性の円錐形スロットル要素（conical throttle element）５４によって調節される。この円錐形スロットル要素５４は第１の制御器６０によりロケットエンジン１０の第１の端１２から作動されるロッド５８によって位置決めされる。
【００３０】
第１のスロットル制限部５６を通過する液体酸素１８は回転シャフト４４の第２の中空シャフト部４８の内部６２に送られるが、この内部６２は少なくとも１つのスクリュー状の羽根を具備する第１の誘導体（inducer）６４を備える。この少なくとも１つのスクリュー状の羽根は、液体酸素１８に軸方向および回転方向の加速度を組み合わせて与えることで、液体酸素１８のシャフト４４と一緒の回転を生じさせ、またこの回転の発生による機械的攪拌の結果として生じるジュール熱およびこれに伴う気化を最小限に抑える。シャフト４４の回転は、液体酸素１８がシャフト４４の内側表面６６に引き付けられる遠心力を生じ、これにより気化酸素６８をシャフト４４の中心７０に追いやるが、この中心７０は少なくとも１つの換気ダクトにより固定管５０の外部に向けて換気している。第１の中空シャフト部４６は第２の中空シャフト部４８より内径が小さいため、液体酸素１８と気化酸素６８を遠心分離すると、回転する第１の中空シャフト部４６には気化酸素６８が満ち、この気化酸素６８は固定された第１の環状換気室（vent chamber）７２へ流出し、換気口７３を通り、さらに固定された第２の環状換気室７４へ流出する。気化酸素６８はこの第２の環状換気室７４よりロケットエンジン１０の外へ排気される。
【００３１】
予備燃焼器３４内の、シャフト４４、特に第２の中空シャフト部４８に結合された第１の回転噴射器７６は、注入口８０および予備燃焼器３４と流通している少なくとも１つの第１のロータリーオリフィス７８を具備する。注入口８０は、第１の中空シャフト部４６の内部８２および第２の中空シャフト部４８の内部６２内の関連する流路（fluid path）を通して液体酸素１８を供給する酸素スクロール２６と流通する。第１のロータリーオリフィス７８はシャフト４４とともに、シャフト４４の軸１６を中心に回転する。第１の回転噴射器７６は、注入口９０および出口９２を有する第１の流路８８を含む少なくとも１つの第１の回転圧力トラップ８６をさらに備え、かかる注入口９０および出口９２は第１の流路８８にわたってその長さ方向に流通している。この第１の流路８８は回転軸１６を中心に回転されると、第１の流路８８内のどの点における遠心加速度も、その注入口９０または出口９２の何れにおける遠心加速度を上回るよう構成される。
【００３２】
図１および図４を参照すると、第２の中空シャフト部４８は、複数の縦リブ９６および溝９８を内部に有する第３の中空シャフト部９４をさらに具備する。複数の縦溝９８は、酸素スクロール２６と第１の回転噴射器７６の間の流路１００の一部を成す。サイズの均一な縦溝９８に関しては、それぞれの縦溝９８は第１のインデューサ６４から等しい流量の液体酸素１８を受け取る。しかしながら、回転のバランスの制約の中で、これらの縦溝９８のサイズは均一でない場合があり、これに付随して液体酸素の流量も各縦溝９８間で非均一となる。少なくとも１つの第１の溝１０２は第１の回転噴射器７６の注入口８０と流通している。第２の中空シャフト部４８は第４の中空シャフト部１０４をさらに具備し、この第４の中空シャフト部１０４内には少なくとも１つの第２の溝１０６が、第３の中空シャフト部９４から第４の中空シャフト部１０４へと内部に沿って延在する。図５を参照すると、第４の中空シャフト部１０４まで延在していない第１の溝１０２は、第３の中空シャフト部９４と第４の中空シャフト部１０４の間で関連する環状ダム部（annular dam segment）１０８によってふさがれている。
【００３３】
第１の溝１０２に沿って流れる液体酸素１８は、各々の第１のロータリーオリフィス７８を通って予備燃焼器３４へと流出する。縦溝９８、特に第２の溝１０６に沿って流れる液体酸素１８の残りの部分は、各々の第３のロータリーオリフィス１０９を通って主燃焼器３６へと流出するが、液体酸素１８の予備燃焼器３４および主燃焼器３６への相対流量（relative flows）は、各燃焼器内の混合比を制御するよう、特に予備燃焼器３４内の混合液が主燃焼器３６の混合液よりも実質的により濃厚であり、かつ実質的により低い温度で燃焼するように調節される。この装置により予備燃焼器３４への液体酸素流量を別にサーボ制御する必要がなくなる。好適には、第１のロータリーオリフィス７８を通して予備燃焼器３４へと排出する１個の縦溝９８に対して、５個の割合の縦溝９８が第３のロータリーオリフィス１０９を通して主燃焼器３６へと排出する。液体酸素１８を回転シャフト４４から予備燃焼器３４および主燃焼器３６へと放射状噴射することにより、液体酸素１８の両燃焼器内での均一な円周分布および霧化が得られる。
【００３４】
図１、図２ａおよび図２ｂを参照すると、液体水素２０は関連する加圧された水素タンク２４から、約１５ｐｓｉｇの圧力で水素スクロール２８へと送達される。液体水素２０は、水素スクロール２８から、スロットルリング１１２によって制御される第２のスロットル制限部１１０を通って半径方向内側に流れる。このスロットルリング１１２は、ケース１１６を貫通しているとともに、第２の制御器１１８に連結されている少なくとも１つの制御棒１１４により位置決めされる。
【００３５】
第２のスロットル制限部１１０の下流では、液体水素２０は、その流れの向きを半径方向内側から軸方向へと変える湾曲した環状フローダイバータ（変流部；diverter）１２０を通る。この環状フローダイバータ１２０は、ベーンを備えて流れに前旋回（pre-swirl）を付与する場合がある。液体水素２０は湾曲した環状フローダイバータ１２０から、ロータシステム３０内の環状ダクト１２４の内部１２２へと流出し、さらにこの内部１２２の中に設けられてこれとともに回転する第２のインデューサ１２６へと流出する。第２のインデューサ１２６は、少なくとも１つのスクリュー状のベーンを具備する。この少なくとも１つのスクリュー状のベーンは液体水素２０に軸方向および回転方向の加速度を組み合わせて与えることで液体水素２０のシャフト４４と一緒の回転を生じさせ、またこの回転の発生による機械的攪拌の結果として生じるジュール熱およびこれに伴う気化を最小限に抑える。第２のインデューサ１２６の下流では環状ダクト１２４が径方向に伸延し、遠心力が環状ダクト１２４内の液体水素２０をその最外部１２８へ引き付けられるようにし、それにより環状ダクト１２４内の気化水素１３０をその内部１２２へ追いやる。
【００３６】
第２の中空シャフト部４８の外側と湾曲した環状フローダイバータ１２０構造との間に配置された第１のラビリンスシール１３４が、環状ダクト１２４から第１の換気ダクト１３６を通って第３の環状換気室１３８へ抜ける気化水素１３０の漏れを計量する。気化水素１３０はこの第３の環状換気室１３８よりロケットエンジン１０の外へ排気される。ロータリー環状ダクト１２４の外側と、固定された第３の環状換気室１３８との間で動作する第１のシール（例えばカーボンシール）１４０が、固定された環状フローダイバータ１２０からの、ロータリー環状ダクト１２４の周りを巡り固定された第３の環状換気室１３８へと抜ける水素の漏れを閉じ込める。
【００３７】
液体水素の主要の流れは、回転環状ダクト１２４から、予燃焼器３４内のシャフト４４に、特に第２の中空シャフト部４８に結合された第２のロータリー噴射装置１４２へ外向きに供給される。第２のロータリー噴射装置１４２は、環状ダクト１２４および予燃焼室３４と流通している少なくとも１つの第２のロータリーオリフィス１４４を備える。第２のロータリーオリフィス１４４は、その回転軸１６を中心にシャフト４４とともに回転する。第２のロータリー噴射装置１４２はさらに、少なくとも１つの第２の回転圧力トラップ１４６を備えており、この第２の回転圧力トラップ１４６は、第２の流路の長さ方向に沿って第２の流路で流通している注入口１５０および排出口１５２を有する第２の流路１４８を備える。第２の流路１４８は、回転軸１６を中心に回転した際に、第２の流路１４８内のどの地点における遠心加速度も、注入口１５０または排出口１５２の何れにおける遠心加速度よりも大きくなるように適合される。図２ａ、図３、および図６を参照すると、各第２の回転圧力トラップ１４６の各排出口１５２は、環状マニホルド１５４と流通しており、この環状マニホルド１５４は、複数の放射状ベーン１５８によって複数の放射状室１６０に分割された環状室１５６と流通しており、その放射状室１６０の少なくともいくつかは、それぞれ第２のロータリーオリフィス１４４へ解放される。
【００３８】
作動時に、放射状ベーン１５８は、環状室１５６内の液体水素２０をそれとともに回転させ、その結果生じる遠心力により、回転している液体水素２０中に大きな圧力勾配、および第２のロータリーオリフィス１４４において高い放圧がもたらされる。第２のロータリーオリフィス１４４は、軸方向に種々の位置に配置されて、予燃焼器３４内に改善された混合および燃焼をもたらすことが好ましい。さらに、第２のロータリーオリフィス１４４の一部および全ては、半径方向に対して角度づけされていてもよい。関連した第２のロータリーオリフィス１４４の位置、向き、およびサイズは、回転装置３０が機械的にバランスをとれるように適合されている。
【００３９】
通常の流速で、液体水素２０は、環状ダクト１２４または環状室１５６のいずれかを完全に満たさず、環状ダクト１２４と環状室１５６が蒸気コアポンプ（vapor core pump）として集約的に作用する。第２の回転圧力トラップ１４６の第２の流路１４８は、液体水素２０で充填されている状態のままであり、それによって、第２の回転圧力トラップ１４６の下流の領域から高圧の気化ガスが逆流するのを防止する。
【００４０】
第２の中空シャフト部４８はさらに、それぞれ第２の中空シャフト部４８の第１の端１６８および第２の端１７０に近接している閉端１６４および第２の端１６６を有するシャフト・ライナ１６２を備えており、シャフト・ライナ１６２の閉端１６４は、第３の回転圧力トラップ１７４の境界部１７２を形成するように成形されている。第３の回転圧力トラップ１７４は、第３の流路の長さ方向に沿って第３の流路で流通している注入口１７８および排出口１８０を有する第３の流路１７６を備える。第３の流路１７６は境界部１７２によって、回転軸１６を中心に回転した際に、第３の流路１７６内のどの地点における遠心加速度も、注入口１７８または排出口１８０のいずれにおける遠心加速度よりも大きくなるように適合されている。
【００４１】
主燃焼器３６内に配置された第３の回転噴射装置１８２は、少なくとも１つの第２の溝１０６および主燃焼器３６と流通している第２の中空シャフト部４８の第２の端１７０に、少なくとも１つの第３のロータリーオリフィス１０９を備えており、少なくとも１つの第２の溝１０６は、酸素スクロール２６からの流路において、第３の回転圧力トラップ１７４の排出口１８０と流通しており、酸素スクロール２６は第３のロータリーオリフィス１０９に液体酸素１８を供給する。第３のロータリーオリフィス１７６は、シャフト４４に、特に、第４の中空シャフト部１０４に結合され、シャフト４４とともにその回転軸１６を中心に回転する。
【００４２】
作動した際に、圧力酸素タンク２２からの液体酸素１８が、第１の中空シャフト部４６の内側の固定管５０の内部を通って、第１のスロットル制御部５６から第２の中空シャフト部４８へ外向きに噴射され、第１のインデューサ６４により回転的に加速され、液体酸素１８をシャフト４４とともに回転させる。その結果として生じる遠心力は、シャフト４４の中心７０からの半径の二乗に比例して液体酸素１８を加圧し、それにより液体酸素１８を第２の中空シャフト部４８の内面に沿って流出させる。液体酸素１８は第３の回転圧力トラップ１７４の第３の流路１７６を満たし、十分なシャフトの速度により、第３の流路１７６は、第３の回転圧力トラップ１７４の下流での主燃焼器３６の高い圧力を、第３の回転圧力トラップ１７４の上流での液体酸素１８の比較的低い圧力と分離するのに十分な量の液体酸素１８を保っている。
【００４３】
本明細書に参照により援用される、米国特許第４，８７０，８２５号の技術によれば、回転圧力トラップは注入口および排出口を有する流路を備え、流路は、回転圧力トラップが回転した際に、流路内のどの点における遠心加速度も、注入口または排出口の何れの地点における遠心加速度よりも大きくなるように適合されている。したがって、流路が、かかる液体のような比較的高い濃度の媒体で満たされる場合、注入口および排出口の放射レベルは、その間に圧力差がない場合と等しく、そうでない場合には、圧力差および回転速度の大きさに依存している量だけ等しくないであろう。したがって、排出口で比較的高い圧力領域に供給する回転圧力トラップの注入口へ比較的低い圧力の液体供給がある場合には、回転圧力トラップは、蒸気がそこを通って逆流することを防止することができる。
【００４４】
したがって、第１の回転圧力トラップ８６は、主燃焼器３６の圧力での第１のロータリー噴射装置７６の注入口８０における液体酸素１８を、予燃焼器３４の比較的圧力の高いガスと分離する。同様に、第２の回転圧力トラップは、供給圧力での環状ダクト１２４における液体水素２０を、予燃焼器３４の比較的高い圧力ガスと分離する。さらに、第３の回転圧力トラップ１７４は、供給圧力での第１のスロットル制御部５６からの液体酸素１８を、予燃焼器３４の比較的高い圧力ガスと分離する。
【００４５】
好ましくは、第２のロータリーオリフィス１４４が予燃焼器３４内に完全に噴射する。しかしながら、第２のロータリーオリフィス１４４のいくつかは、液体水素２０のバイパス流１８５を、予燃焼器３４および主燃焼器３６の双方を冷却する目的で、予燃焼器ライナ１８８の外側に導く第１のポート１８６を通して噴射するように適合され得る。水素流の最大５０％までが予燃焼器ライナ１８８の外側へ方向づけられ得る。残りの水素流は、液体酸素１８を噴射した第２のロータリーオリフィス７８に近接して予燃焼器３４へ噴射される。高い角速度で回転する回転装置３０は、そこから噴射される液体水素２０および液体酸素１８に実質的な接線速度を与え、その結果として、予燃焼室３４内の環状領域１９０内に十分に混合された水素／酸素混合液が生じ、それによって、化学トーチまたは放電機（electrical spark）またはプラズマ装置などの点火装置１９２によって一度点火された燃焼室を維持する。
【００４６】
予燃焼器３４からの流出流体３８の第１の部分１９４は、予燃焼器ライナ１８８の少なくとも１つの第１のオリフィス１９６を介して、予燃焼器ライナ１８８を少なくとも部分的に取り囲んでいる第１の環状路１９８へ、燃焼器ライナ支持構造２０２の第２のポート２００を介して、第２の環状路２０４へ、主燃焼器ライナ２０８の複数の流出流体冷却孔（effusion cooling hole）２０６を介して、流出する。
【００４７】
予燃焼室３４からの流出流体３８は、適度な温度、たとえば１．２００゜Ｆで非常に可燃成分の多い（すなわち過剰水素）混合物である。流出流体３８の第２の部分２１０は、負荷の軽い単一のステージ軸タービン（stage axial turbine）４０により方向づけられ、このタービンは水素および酸素の流路に固有のポンプ手段３２を駆動するのに略十分な力のみを生じ、ポンプ手段３２は、液体酸素１８および液体水素２０に運動エネルギーを与える、種々のインデューサおよび回転装置３０のリブ／ベーン付き部分を備える。
【００４８】
タービン４０による圧力低下は、比較的高い圧力の予燃焼器３４からの流出流体３８の第１の部分１９４を、比較的低い圧力の主燃焼器３６へ流出させるのに十分である。予燃焼器ライナ１８８の外側に方向づけられた液体水素２０のバイパス流１８５は、予燃焼器ライナ１８８の熱から、および予燃焼器ライナ１８８へ流れ込む流出流体３８の第１の部分１９４から液体水素２０を気化させるのに十分な熱を吸収する。
【００４９】
タービン４０から主燃焼器３６へ噴射された流出流体３８の比較的可燃成分の多い第２の部分２１０を、流出流体冷却孔２０６からの比較的可燃成分の多い流出流体冷却ガス２１２と、および少なくとも１つの第３のロータリーオリフィス１０９から回転的に噴射される液体酸素１８と混合して、十分な推進効果を達成するのに必要な高温の流出流体２１４を生成する。高温度の流出流体２１４は、従来の方式の収束／発散ノズル２１６を介して拡散する。ノズル・スロート２２０と同じくらい下方の、収束／発散ノズル２１６の表面２１８は、主燃焼器ライナ２０８に沿って流れる流出流体冷却ガス２１２により冷却される。収束／発散ノズル２１６の発散部分２２２は、取り替え可能なアブレーティブ材料２２４と一線上にあることが好ましい。
【００５０】
環状室１５６からの冷たい気化水素２２６の少量部分は、少なくとも１つの第２のオリフィス２２８を介して第２の環状室２３０へ流出し、次に、タービン４０を支持するスプラインブッシュ２３４の少なくとも１つの第３のオリフィス２３２を介して、ブッシュ２３４内の第３のオリフィス２３６を介して、ブッシュ２３４内の少なくとも１つの第４のオリフィス２３８を介して、タービン端部軸受け囲い（turbine end bearing enclosure）２４０へ流出して薄膜第１の軸受け（foil axial bearing）２４２を冷却し、複数の第２のラビリンスシール２４４を介して、主燃焼器３６へ流出する。タービン端部軸受け囲い２４０はまた、第３のラビリンスシール２４６により予燃焼器３４から密閉されている。
【００５１】
たとえばヘリウムなどの圧力不活性ガス２４８で満たされた少なくとも１つの環状緩衝室は、第１の推進剤成分１８’と、第２の推進剤成分２０’とを分離して、第１の燃焼室３４’または第２の燃焼室３６’内以外の位置で、その２つの間の可燃性混合物の生成を防止する。少なくとも１つの環状緩衝室の圧力不活性ガス２４８の圧力は、その環状緩衝室に隣接する室のいずれかの推進剤成分の圧力よりも大きい。図２ａを参照すると、第１の環状緩衝室２５０は、圧力不活性ガス２４８の流れを収納するように適合されており、この圧力不活性ガス２４８の流れは、ロケットエンジン１０の始動のために小型の衝動タービン２５２に向けられている。第２の環状緩衝室２５４の圧力不活性ガス２４８は、たとえばカーボンシールなどの第２のシール２５６によって、第１の環状換気室７２と第２の環状緩衝室２５４との間での酸素の供給から密閉されている。第３の環状緩衝室２５８の圧力不活性ガス２４８は、たとえばカーボンシールなどの第３のシール２６０によって、第３の環状換気室１３８と第３の環状緩衝室２５８との間での水素の供給から密閉されている。少なくとも１つの第４の環状緩衝室２６２の圧力不活性ガス２４８は、薄膜の第２軸受け２６４、および推力反動回転子（thrust reaction rotor）２７０を支える薄膜の第１の推力軸受け２６６および第２の推力軸受け２６８を冷却する。
【００５２】
例示的な装置において、毎秒約９．３ポンドの流速で圧力タンクから予燃焼器へと流出する約４０ｐｓｉｇでの液体水素は、毎秒約９．３ポンドの流速で流出する約４０ｐｓｉｇで圧力タンクから予燃焼器へと供給される液体酸素と反応して、約２２０ｐｓｉｇの圧力で約１３００゜Ｆの温度の流出流体を生成する。予燃焼室からのこの流出流体は、液体推進剤成分に回転的な運動エネルギーを与えるタービンを駆動する。予燃焼器からのこの流出流体は次に、さらに、主燃焼器において毎秒４１．８ポンドの付加的な酸素と反応して、約２００ｐｓｉｇの圧力で約５４００゜Ｆの温度の流出流体を生成し、これによって、真空下で約２５，０００ポンドの推力がもたらされる。
【００５３】
当業者には、本発明は、液体水素以外の液体燃料、および液体酸素以外の液体酸化剤に容易に適用できることを理解されよう。したがって、液体水素が液体酸素に対するよりも、関連する液体酸化剤と比べて比較的可燃成分の多い液体燃料を用いて作動する場合、液体燃料のポンピングおよび供給システムに関連する環状室の直径は、液体酸化剤を運ぶ室／シャフトの直径に対して比較的小さいであろう。さらに、好ましい幾何学的構成は、作動時の圧力および温度での推進剤成分の作動速度および付随する特性のよって決まる。
【００５４】
特定の態様を、上記の詳細な説明において詳しく説明され、添付の図面において例示されてきたが、当業者には、本開示の全体の教示に鑑みて、その詳細について種々の変更および代替を行えることが理解されよう。したがって、開示された特定の構成は、一連の添付の請求の範囲およびそのいずれのすべての等価物により与えられる本発明の範囲に関して、例示のみを意図するものであって、限定するものではない。
【図１】
2009150402.tif 000003
【図２ａ】
2009150402.tif 000004
【図２ｂ】
2009150402.tif 000005
【図３】
2009150402.tif 000006
【図４】
2009150402.tif 000007
【図５】
2009150402.tif 000008
【図６】
2009150402.tif 000009
【手続補正書】
【提出日】平成21年3月27日(2009.3.27)
【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】
ロケットエンジンであって、
ａ．  ｉ．排出口と、
ｉｉ．少なくとも１つの第１のオリフィスを備える第１の燃焼室ライナと、
を備える第１の燃焼室と、
ｂ．第１の燃焼室ライナを少なくとも部分的に取り囲んでいる第１の環状路と、
ｃ．第１の燃焼室の排出口と流通している第２の燃焼室であって、少なくとも１つの第２のオリフィスを備える第２の燃焼室ライナを備える、第２の燃焼室と、
ｄ．第２の燃焼室ライナを少なくとも部分的に取り囲んでいる第２の環状路であって、第２の環状路は第１の環状路と流通しており、それによって、作動した際に第１の燃焼室は流出流体を生成し、流出流体の第１の部分は、少なくとも１つの第１のオリフィスを通り、第１および第２の環状路を通り、少なくとも１つの第２のオリフィスを通って第２の燃焼室へ噴射されて、第２の燃焼室ライナの噴散冷却を行う、第２の環状路と、
を備えるロケットエンジン。
【請求項２】
第１の燃焼室と第２の燃焼室との間に流量制限部をさらに備え、それによって、作動した際に第１の燃焼室から流出流体の第２の部分が流量制御部を介して第２の燃焼室へ流れ込んで、第１の燃焼室の少なくとも１つの第１のオリフィスにおける圧力が、第２の燃焼室の少なくとも１つの第２のオリフィスにおける圧力よりも大きくなるようにする、請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項３】
流量制限部が、注入口および排出口を有するタービンを備え、前記注入口は第１の燃焼室の排出口と流通しており、第２の燃焼室はタービンの排出口と流通しており、それによって、タービンは第１の燃焼室からの流出流体の第２の部分の少なくとも一部分により駆動される、請求項１または２に記載のロケットエンジン。
【請求項４】
第１の推進剤成分の供給源をさらに備え、第１の推進剤成分の供給源は、第１の燃焼室および第１の環状路と流通しており、それによって、作動した際に第１の推進剤成分の一部分が第１の環状路へ流れ込み、第２の環状路へ流れ込み、少なくとも１つの第２のオリフィスを介して、第２の燃焼室へと流れ込んで、第２の燃焼室ライナの噴散冷却を行う、請求項１〜３のいずれかに記載のロケットエンジン。
【請求項５】
第２の推進剤成分の供給源をさらに備え、第２の推進剤成分の供給源は第１の燃焼室と流通しており、それによって、作動した際に第２の推進剤成分の第１の部分が第１の燃焼室へ流れ込み、第２の推進剤成分の残りの第２の部分が第２の燃焼室へ流れ込み、第１の燃焼室における燃焼温度は、第２の燃焼室における燃焼温度よりも低い、請求項１〜４のいずれかに記載のロケットエンジン。
【請求項６】
第２の推進剤成分の第２の部分が、第２の燃焼室の中間部分で第２の燃焼室へ流れ込んで、第１の燃焼室からの第２の部分の流出流体の第１の部分の燃焼を、第１の燃焼室からの前記第２の部分の流出流体の第２の部分、および第１の燃焼室からの第１の部分の流出流体からなる群から選択される流出流体によって第２の燃焼室ライナから隔離する、請求項１〜５のいずれかに記載のロケットエンジン。
【請求項７】
ロケットエンジン冷却方法であって、
ａ．複数の推進剤成分の部分的な燃焼により第１の燃焼室において流出流体を生成することであって、第１の燃焼室は、少なくとも１つの第１のオリフィスを備える第１の燃焼室ライナを有し、前記少なくとも１つの第１のオリフィスは、第１の燃焼室ライナの外側の第１の領域と流通していることと、
ｂ．流出流体の第１の部分を第１の燃焼室から第２の燃焼室へ吐出することであって、第２の燃焼室は第２の燃焼室ライナを有し、第１の燃焼室ライナの外側の第１の領域は、第２の燃焼室ライナの外側の第２の領域と流通しており、第２の燃焼室ライナは、第２の領域と第２の燃焼室との間に少なくとも１つの第２のオリフィスを備えていることと、
ｃ．流出流体の第２の部分を第１の燃焼室から、少なくとも１つの第１のオリフィスを介して、第１の領域を介して少なくとも一部分の第１の燃焼室ライナの外側を通り、第２の領域を介して少なくとも一部分の第２の燃焼室ライナの外側を通り、少なくとも１つの第２のオリフィスを介して、第２の燃焼室へ吐出して、第２の燃焼室ライナの噴散冷却を行うことと、
を含む方法。
【請求項８】
流出流体の第１の部分が、第１の燃焼室から第２の燃焼室へ流量制御部を介して噴射され、それによって、第１の燃焼室の少なくとも１つのオリフィスにおける流出流体の圧力は、第２の燃焼室の第２のオリフィスにおける圧力よりも大きくなる、請求項７に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項９】
複数の推進剤成分が燃料および酸化剤を含み、第１の燃焼室における燃料と酸化剤の比は、化学量論比に比べて実質的に燃料成分が多い、
請求項７または８に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１０】
燃料の第１の部分が第１の燃焼室へ吐出され、燃料の第２の部分は第１の燃焼室ライナの外側の第１の領域へ噴射される、請求項９に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１１】
酸化剤の少なくとも一部を第２の燃焼室へ吐出すること、および酸化剤の前記一部を第２の燃焼室へ吐出する前記動作によって、第１の燃焼室から第２の燃焼室への流出流体の第１の部分の少なくとも１つの特性を変えること、をさらに含み、前記少なくとも１つの特性は、流量パターンおよび混合パターンからなる群から選択される、請求項９または１０に記載のロケットエンジン冷却方法。
【請求項１２】
流出流体の第２の部分を少なくとも１つの第２のオリフィスを介して第２の燃焼室へ吐出する動作によって、第１の燃焼室から第２の燃焼室への流出流体の第１の部分の少なくとも１つの特性を変えることをさらに含み、前記少なくとも１つの特性は、流量パターンおよび混合パターンからなる群から選択される、請求項７〜１１のいずれかに記載のロケットエンジン冷却方法。