JP2002531766A - 流れの剥離制御および側方荷重減少のためのロケットノズル輪郭形状 - Google Patents
流れの剥離制御および側方荷重減少のためのロケットノズル輪郭形状Info
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Abstract
(57)【要約】
本発明は、ほぼ放物線に一致する長手方向の輪郭形状を有するフルフロー型ロケットノズルに関するものである。流れの剥離の制御および側方荷重の減少をも得るため、本発明は以下の事を提案する。すなわち、ノズルスロート部から膨張比が50%前方の点またはそれ以上の距離の点から、前記放物線形状が、(i)ノズル中心線に対して15°〜25°の角度を有する厳密な円錐形状、(ii)わずかに外向きの曲線、すなわちノズル半径ｒの正の二次導関数を有する輪郭形状を含む形状、(iii)わずかに内向きの曲線、すなわちノズル半径ｒの負の二次導関数を有するが、前記放物線形状の外側に位置する形状のいずれかに変化し、前記(iii)においては、ノズル半径ｒの三次導関数が一定値０である。
Description
【０００１】 本発明は、ほぼ放物線に一致する長手方向の輪郭形状を有するフルフロー型ロ
ケットノズルに関するものである。
ケットノズルに関するものである。
【０００２】 ロケットノズルの機能は、ガスを膨張かつ高速へ加速させ、それによって推進
効率とペイロード能力を提供することにある。ガスを膨張させる能力は、海面上
における周囲の気圧がガスの流れを剥離させるという事実によって制限される。
剥離流は非定常な空気力学的な力を発生させる。こうした力はノズルの大きさを
制限させ、それゆえ真空状態での動作におけるノズル効率を制限させることとな
る。熱的な理由により、第一段のノズルは出口に向かって個々に動作させること
ができる。この事は、もし、非定常な空気力学的な力を許容し得る水準まで減少
させることができた場合、ノズルを地上で、および上昇中に連続的に個々に動作
さることが可能であることを意味する。これは、より大型で、かつ、より効率的
なノズル製造の可能性をもたらすものである。
効率とペイロード能力を提供することにある。ガスを膨張させる能力は、海面上
における周囲の気圧がガスの流れを剥離させるという事実によって制限される。
剥離流は非定常な空気力学的な力を発生させる。こうした力はノズルの大きさを
制限させ、それゆえ真空状態での動作におけるノズル効率を制限させることとな
る。熱的な理由により、第一段のノズルは出口に向かって個々に動作させること
ができる。この事は、もし、非定常な空気力学的な力を許容し得る水準まで減少
させることができた場合、ノズルを地上で、および上昇中に連続的に個々に動作
さることが可能であることを意味する。これは、より大型で、かつ、より効率的
なノズル製造の可能性をもたらすものである。
【０００３】 通常、ノズルの輪郭形状は、衝撃波および流れの発散における性能の損失を最
小化するために最適化された、連続的で滑らかな輪郭形状である。ノズルの輪郭
形状は、通常、放物線関数で記述される。これまでは、ノズルの輪郭形状は海面
上での流れの剥離に対しては最適化がなされていなかった。なぜならば、この最
適化を許容する側方荷重を制御する方法が知られていなかったからである。
小化するために最適化された、連続的で滑らかな輪郭形状である。ノズルの輪郭
形状は、通常、放物線関数で記述される。これまでは、ノズルの輪郭形状は海面
上での流れの剥離に対しては最適化がなされていなかった。なぜならば、この最
適化を許容する側方荷重を制御する方法が知られていなかったからである。
【０００４】 ノズルの輪郭形状に間接的に影響を与えようとする試みがなされている。こう
した従来の試みは、例えば、欧州特許出願公開第626513号に見られる出口ディフ
ューザ手段、トリップリング、溶融可能または放出可能なインサート、国際特許
出願PCT/SE96/00176に見られる周期的に可変なノズル半径、米国特許第5,450,72
0号に見られる溝付きノズル、米国特許第4,947,644号に見られるガスの注入、欧
州特許第894031号に見られる出口エジェクタ手段および、欧州特許第924041号に
見られる拡張可能な出口ノズルがある。改良されたノズルの輪郭形状を有する流
れの剥離の制御装置は、米国特許第3,394,549号より公知である。
した従来の試みは、例えば、欧州特許出願公開第626513号に見られる出口ディフ
ューザ手段、トリップリング、溶融可能または放出可能なインサート、国際特許
出願PCT/SE96/00176に見られる周期的に可変なノズル半径、米国特許第5,450,72
0号に見られる溝付きノズル、米国特許第4,947,644号に見られるガスの注入、欧
州特許第894031号に見られる出口エジェクタ手段および、欧州特許第924041号に
見られる拡張可能な出口ノズルがある。改良されたノズルの輪郭形状を有する流
れの剥離の制御装置は、米国特許第3,394,549号より公知である。
【０００５】 したがって、従来のフルフロー型ノズルは、性能を限定する、限定された膨張
比を有する。この性能は、流れの剥離のマージンおよび側方荷重を考慮して最適
化される。
比を有する。この性能は、流れの剥離のマージンおよび側方荷重を考慮して最適
化される。
【０００６】 上述した全ての方法は、放物線型またはベル型の輪郭形状と組み合わせて用い
られる。このことは、長尺で重いノズルをもたらす。重量増加を含む正味の性能
利得は適切なものであり、ノズルが非常に大きくなるにしたがって減少する。ベ
ル型ノズルは、出口に向かって、性能が最適化されるように軸線方向長さに対し
て壁圧力が平坦な勾配を有する。しかしながら、これは側方荷重の最適化と矛盾
することとなる。ノズルの重量はエンジンシステムの重量および複雑さならびに
ロケットの推進構造に対する負の効果を有する。ノズルの大きさは試験設備、ロ
ケット組立体およびロケット発射台における空間とは両立しない場合がある。
られる。このことは、長尺で重いノズルをもたらす。重量増加を含む正味の性能
利得は適切なものであり、ノズルが非常に大きくなるにしたがって減少する。ベ
ル型ノズルは、出口に向かって、性能が最適化されるように軸線方向長さに対し
て壁圧力が平坦な勾配を有する。しかしながら、これは側方荷重の最適化と矛盾
することとなる。ノズルの重量はエンジンシステムの重量および複雑さならびに
ロケットの推進構造に対する負の効果を有する。ノズルの大きさは試験設備、ロ
ケット組立体およびロケット発射台における空間とは両立しない場合がある。
【０００７】 それゆえ本発明の目的は、前述した問題点を取り除く、ノズルの輪郭形状を提
案することにある。本発明の基本的な考え方は、効果的な放物線形状が、ノズル
の輪郭形状の長い部分で、しかも圧力が依然として高い箇所で保持され、結果的
に得られる性能に大きな影響を与えることにある。したがって、ノズルの輪郭形
状の組み合わせが提案される。それゆえ本発明は、主として、ノズルスロート部
から膨張比が50％前方の点またはそれ以上の距離の点から、前記放物線形状が、
(i)ノズル中心線に対して15°〜25°の角度を有する厳密な円錐形状、(ii)わず
かに外向きの曲線、すなわちノズル半径ｒの正の二次導関数を有する輪郭形状を
含む形状、(iii)わずかに内向きの曲線、すなわちノズル半径ｒの負の二次導関
数を有するが、前記放物線形状の外側に位置する形状のいずれかに変化し、前記
(iii)においては、ノズル半径ｒの三次導関数が一定値０であることによって特
徴付けられる。
案することにある。本発明の基本的な考え方は、効果的な放物線形状が、ノズル
の輪郭形状の長い部分で、しかも圧力が依然として高い箇所で保持され、結果的
に得られる性能に大きな影響を与えることにある。したがって、ノズルの輪郭形
状の組み合わせが提案される。それゆえ本発明は、主として、ノズルスロート部
から膨張比が50％前方の点またはそれ以上の距離の点から、前記放物線形状が、
(i)ノズル中心線に対して15°〜25°の角度を有する厳密な円錐形状、(ii)わず
かに外向きの曲線、すなわちノズル半径ｒの正の二次導関数を有する輪郭形状を
含む形状、(iii)わずかに内向きの曲線、すなわちノズル半径ｒの負の二次導関
数を有するが、前記放物線形状の外側に位置する形状のいずれかに変化し、前記
(iii)においては、ノズル半径ｒの三次導関数が一定値０であることによって特
徴付けられる。
【０００８】 本発明によって、ノズル下部の面積比は、改良された輪郭形状への変化がより
急速に行われることとなる。圧力レベルはここでより低くなり、性能が急激に損
害を被ることはない。同じ面積において、こうした配置によっても達成される空
力弾性的な結合を減少させるように、ノズル長さに対する圧力勾配が減少するこ
とは興味深い。
急速に行われることとなる。圧力レベルはここでより低くなり、性能が急激に損
害を被ることはない。同じ面積において、こうした配置によっても達成される空
力弾性的な結合を減少させるように、ノズル長さに対する圧力勾配が減少するこ
とは興味深い。
【０００９】 本発明により、ノズルを、従来の輪郭形状とは明らかに異なる設計を行うこと
ができる。本発明は、ペイロードを増加させる、海面上における、より大型のノ
ズルの使用を許容する。その上、本発明はノズルの長さを最小化すると共に、そ
れによる重量、包装および、従来の非拡大型ノズルと比較して、拡大型ノズルに
対する機械的な力の側方荷重の運動量を減少させる。本発明は、側面加重が強い
ノズルの軸線方向位置における、ノズル長さに対する圧力の導関数値を減少させ
、その上、側面加重を減少させる。そして本発明は、フィルム式の冷却の可能性
を改善する。なぜならば、フィルム長さが拡大するベル型ノズルと比較して短く
なるからである。
ができる。本発明は、ペイロードを増加させる、海面上における、より大型のノ
ズルの使用を許容する。その上、本発明はノズルの長さを最小化すると共に、そ
れによる重量、包装および、従来の非拡大型ノズルと比較して、拡大型ノズルに
対する機械的な力の側方荷重の運動量を減少させる。本発明は、側面加重が強い
ノズルの軸線方向位置における、ノズル長さに対する圧力の導関数値を減少させ
、その上、側面加重を減少させる。そして本発明は、フィルム式の冷却の可能性
を改善する。なぜならば、フィルム長さが拡大するベル型ノズルと比較して短く
なるからである。
【００１０】 輪郭形状の最適化は、それ自体、海面上でノズルを個別に連続的に動作させる
ことを許容する必要条件に達するものではない。しかしながら、流れの剥離装置
による前記の必要条件に達するための環境は改善される。
ことを許容する必要条件に達するものではない。しかしながら、流れの剥離装置
による前記の必要条件に達するための環境は改善される。
【００１１】 剥離流の利点を利用するように改良された典型的な第一段用ノズルについて、
性能の計画案は、原則として以下の様に例示することができる。表は、３種類の
提案されたノズル輪郭形状について示すものである。出口における面積比が170
％に改良された第一段用ノズル間での比較が示される。性能に寄与する全ての事
項が、Vulcain5用の近似的なトレード係数を用いた比推力に再計算されている。
性能の計画案は、原則として以下の様に例示することができる。表は、３種類の
提案されたノズル輪郭形状について示すものである。出口における面積比が170
％に改良された第一段用ノズル間での比較が示される。性能に寄与する全ての事
項が、Vulcain5用の近似的なトレード係数を用いた比推力に再計算されている。
【００１２】 海面上でのIspは、再計算領域がより拡大すると剥離領域での圧力が上昇する
と言う事実により増加する。海面上でのIspが増加すると、Ispは、Ispの真空値
の小さな増加の再計算を可能とする（ここでIspは比推力）。
と言う事実により増加する。海面上でのIspが増加すると、Ispは、Ispの真空値
の小さな増加の再計算を可能とする（ここでIspは比推力）。
【００１３】 ノズルの濡れ表面積は減少する。この事は、摩擦損失を減少させ、Ispの真空
値への正の寄与をもたらすこととなる。
値への正の寄与をもたらすこととなる。
【００１４】 エンジン重量はノズル長さの減少により低減される。重量の低減化はIspの真
空値の再計算を可能とする。
空値の再計算を可能とする。
【００１５】 エンジンコストの低減化はIspの真空値の再計算を可能とする。
【００１６】 性能利得をまとめると以下のようになる。 Isp真空値への寄与 ΔIsp 海面上での値 正 ΔIsp 摩擦 正 ΔIsp 重量 正 ΔIsp コスト 正
【００１７】 Ispの真空値に対する負の寄与は、性能に対する理想的な輪郭形状と比較して
維持されたロケットのコスト面での効率を含む正の寄与の総和内で増加すること
が許容され得る。
維持されたロケットのコスト面での効率を含む正の寄与の総和内で増加すること
が許容され得る。
【００１８】 本発明によれば、側方荷重の運動量に対するレバーアームは20％のオーダーで
減少する。側方荷重はこのパーセンテージで減少すると予測することができる。
側方荷重はまた、出口での軸線方向圧力の増加による正の効果によっても減少す
る。
減少する。側方荷重はこのパーセンテージで減少すると予測することができる。
側方荷重はまた、出口での軸線方向圧力の増加による正の効果によっても減少す
る。
【００１９】 提案された全ての輪郭形状は、ノズル出口部において、圧力回復のより少ない
ガスのより急速な膨張をもたらす。これは熱荷重が減少することを意味する。こ
の事は、現行のノズルに改良用のキットを追加する場合に非常に重要なものとな
り得るものである。
ガスのより急速な膨張をもたらす。これは熱荷重が減少することを意味する。こ
の事は、現行のノズルに改良用のキットを追加する場合に非常に重要なものとな
り得るものである。
【００２０】 以下、添付図面を参照して本発明を例示によってさらに説明する。
【００２１】 標準的な実験は、ロケットノズルの放物線形状を決定する際の、ノズル長さに
対する半径ｒの負の二次導関数を用いるためのものである。これに対して、円錐
形ノズルは、導関数が一定値の特別な場合である。したがって、円錐状部につい
ての議論は、ここでも有効である。Ispの損失は、より小さくなる。なぜならば
、ベル型の効果がより長く保持され、それでも所望の出口領域での出口比に達す
るからである。
対する半径ｒの負の二次導関数を用いるためのものである。これに対して、円錐
形ノズルは、導関数が一定値の特別な場合である。したがって、円錐状部につい
ての議論は、ここでも有効である。Ispの損失は、より小さくなる。なぜならば
、ベル型の効果がより長く保持され、それでも所望の出口領域での出口比に達す
るからである。
【００２２】 同様に、図3に示すように、ノズルの輪郭形状は、ノズル長さに対する半径ｒ
の二次導関数は負であるが、角度の二次導関数の一定値が０に等しくなるように
選択される。
の二次導関数は負であるが、角度の二次導関数の一定値が０に等しくなるように
選択される。
【００２３】 図4においては、図1〜3に示す輪郭形状を、比較のために重ね合わせて示す。
【００２４】 図1〜3において、Ａは改良したノズル輪郭形状を、Ｂは基本半径を、Ｃは基本
圧力を、またＤは改良された圧力を示す。
圧力を、またＤは改良された圧力を示す。
【図１】 円錐状部を追加した、先端を切り取ったベル型ノズルを模式的に示す
図である。
図である。
【図２】 ノズル長さに対する半径ｒの正の二次導関数を有する追加部分を設け
た、先端を切り取ったベル型ノズルを示す図である。
た、先端を切り取ったベル型ノズルを示す図である。
【図３】 ノズル長さに対する半径ｒの負の二次導関数を有する追加部分を設け
た、先端を切り取ったベル型ノズルを示す図であるが、角度の二次導関数の一定
値は０に等しい。
た、先端を切り取ったベル型ノズルを示す図であるが、角度の二次導関数の一定
値は０に等しい。
【図４】 従来のノズル形状と本発明によるノズル輪郭形状とを比較した図であ
る。
る。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジョン エンゴルド スウェーデン国 12144 ヨハネスホフ コンストユターヴェイゲン 56
Claims (2)
- 【請求項１】 ほぼ放物線に一致する長手方向の輪郭形状を有するフルフロー型
ロケットノズルにおいて、 ノズルスロート部から膨張比が50％前方の点またはそれ以上の距離の点から、
前記放物線形状が、 (i)ノズル中心線に対して15°〜25°の角度を有する厳密な円錐形状 (ii)わずかに外向きの曲線、すなわちノズル半径ｒの正の二次導関数を有する
輪郭形状を含む形状 (iii)わずかに内向きの曲線、すなわちノズル半径ｒの負の二次導関数を有す
るが、前記放物線形状の外側に位置する形状 のいずれかに変化し、前記(iii)においては、ノズル半径ｒの三次導関数が一定
値０であることを特徴とするロケットノズル。 - 【請求項２】 前記放物線形状以後の遷移領域が、角度0〜6°のステップで形成
されることを特徴とする、請求項１記載のロケットノズル。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/SE1998/002222 WO2000034641A1 (en) | 1998-12-04 | 1998-12-04 | Rocket nozzle contour for flow separation control and side load reduction |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002531766A true JP2002531766A (ja) | 2002-09-24 |
| JP2002531766A5 JP2002531766A5 (ja) | 2006-02-02 |
Family
ID=20411802
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000587065A Pending JP2002531766A (ja) | 1998-12-04 | 1998-12-04 | 流れの剥離制御および側方荷重減少のためのロケットノズル輪郭形状 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6574964B1 (ja) |
| EP (1) | EP1135588A1 (ja) |
| JP (1) | JP2002531766A (ja) |
| CN (1) | CN1322275A (ja) |
| RU (1) | RU2209333C2 (ja) |
| UA (1) | UA46175C2 (ja) |
| WO (1) | WO2000034641A1 (ja) |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2882401B1 (fr) * | 2005-02-22 | 2007-05-11 | Agence Spatiale Europeenne | Dispositif et procede pour reduire les forces laterales non stationnaires agissant sur une tuyere d'un moteur de fusee |
| US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
| DE102010042890B4 (de) | 2010-10-25 | 2020-07-30 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Triebwerksvorrichtung für einen Flugkörper, Prüfstand oder Startrampe für einen Flugkörper und Verfahren zur Reduzierung einer Seitenlast bei einer Triebwerksvorrichtung |
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| US9009966B2 (en) * | 2013-03-15 | 2015-04-21 | Northrop Gurmman Systems Corporation | Internal/external single expansion ramp nozzle with integrated third stream |
| RU2531161C1 (ru) * | 2013-04-24 | 2014-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Осесимметричное сопло ракетного двигателя |
| RU2552020C2 (ru) * | 2013-09-23 | 2015-06-10 | Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Сопло ракетного двигателя |
| DE102015011958B4 (de) | 2015-09-18 | 2024-02-01 | Arianegroup Gmbh | Schubdüse |
| KR20200114123A (ko) | 2019-03-27 | 2020-10-07 | 엘지전자 주식회사 | 공기조화 장치 |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3352495A (en) * | 1965-01-29 | 1967-11-14 | Thiokol Chemical Corp | Nozzle construction |
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| FR2602275B1 (fr) * | 1986-08-04 | 1990-08-10 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Perfectionnements aux tuyeres de propulseurs pour reduction d'efforts lateraux |
| FR2618488B1 (fr) | 1987-07-20 | 1989-12-15 | Europ Propulsion | Divergent a rupture de galbe pour tuyere de moteur-fusee |
| US6324833B1 (en) * | 1990-04-24 | 2001-12-04 | Cordant Technologies, Inc. | Reinforced composite articles and method of making same |
| FR2705737B1 (fr) | 1993-05-28 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Tuyère de moteur-fusée à divergent échancré. |
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| NL1004193C2 (nl) | 1996-04-01 | 1997-10-02 | Sjoerd Meijer | Werkwijze voor het bewerken van metaalplaat. |
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| DE19755732C2 (de) | 1997-12-15 | 2000-01-13 | Waeschle Gmbh | Verfahren zum Herstellen von Granulaten aus polymeren Werkstoffen |
-
1998
- 1998-12-04 EP EP98965318A patent/EP1135588A1/en not_active Ceased
- 1998-12-04 WO PCT/SE1998/002222 patent/WO2000034641A1/en not_active Application Discontinuation
- 1998-12-04 UA UA2001063740A patent/UA46175C2/uk unknown
- 1998-12-04 JP JP2000587065A patent/JP2002531766A/ja active Pending
- 1998-12-04 CN CN98814321A patent/CN1322275A/zh active Pending
- 1998-12-04 RU RU2001114577/06A patent/RU2209333C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1998-12-04 US US09/856,610 patent/US6574964B1/en not_active Expired - Fee Related
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| WO2000034641A1 (en) | 2000-06-15 |
| CN1322275A (zh) | 2001-11-14 |
| US6574964B1 (en) | 2003-06-10 |
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