JP2003520322A

JP2003520322A - 耐火性金属殻体を備えるロケットエンジンノズル組立体

Info

Publication number: JP2003520322A
Application number: JP2001553521A
Authority: JP
Inventors: キャンフィールド，アラン・アール; シグレー，ジョン・ケイ
Original assignee: Alliant Techsystems Inc
Current assignee: Northrop Grumman Innovation Systems LLC
Priority date: 2000-01-21
Filing date: 2001-01-19
Publication date: 2003-07-02
Also published as: AU2001252880A1; EP1248902B1; EP1248902A1; WO2001053683A1

Abstract

(57)【要約】本発明のロケットエンジンノズル組立体は、喉部挿入体２２と、炭素又は二酸化けい素保護用アイリッド５０とを有している。喉部挿入体は、炭素喉部支持体３０と、耐火性金属殻体４２、４４、４６とを有している。殻体は、喉部支持体の内面を覆うように喉部支持体内で半径方向に配置されている。保護用アイリッド５０は、殻体の前面領域４２の十分な部分を覆い且つ喉部支持体の下方の収斂部分を覆い、これら構成部品を粒子の衝突から保護する。保護用アイリッドは、収斂／拡がり通路に沿って十分に前方まで伸びて、喉部挿入体の前面又は端縁を覆い且つ保護すると共に、燃焼ガスが喉部挿入体の下方を通って喉部挿入体の半径方向外面に達するのを防止する。しかし、保護用アイリッドは殻体の喉部表面領域を収斂／拡がり通路に露出されたままであるようにする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【関連出願】

その開示の全体を参考として引用し本明細書に含めた、２０００年１月２１日
付けで米国特許商標庁に出願された米国仮特許出願第６０／１７７，２１８号に
基づく優先権の利益が主張される。

【０００２】

【発明の背景】

１．発明の分野本発明は、喉部の縮小を防止すべく真空プラズマ溶射した耐火性金属製構造部
品を含む喉部挿入体と、耐火性の金属製構成部品の下方にて侵食を少なくし得る
ような構造及び配置とされたアブレーション性の構成部品とを有するロケットエ
ンジンノズル組立体に関する。本発明は、また、ノズルを備えるロケットエンジ
ン組立体、及びロケットエンジンノズル組立体及びエンジン組立体の製造方法に
関する。２．関連技術の説明従来、固体ロケットエンジン推進剤は、特に、重合系バインダ内に不動化され
た酸化剤及び燃料成分を含んでいる。固体推進剤は、ロケットエンジンの燃焼室
の硬い外側ケーシング又は殻体内にグレーンとして鋳る。ロケットエンジンの作
動に関係した高い作動温度から外側ケーシングを保護し且つグレーン対ケースの
接合状態を向上させるべく、グレーンと外側ケーシングとの間には通常、断熱層
及びライナーが介在させてある。固体の推進剤グレーンは、典型的に、中央の有
孔グレーン又は端部バーナグレーンの何れかの形態とされている。

【０００３】燃焼する間、固体の推進剤グレーン内に不動化された酸化剤は、燃焼反応を引
き起こして多量の燃焼生成物を形成し、これらの燃焼生成物は、燃焼室と流体的
に連通したノズルを通ってロケットエンジンから押し出される。ロケットエンジ
ンにより発生される推進力の程度は出口ガス速度の２乗に比例する。ノズルは、
燃焼生成物ガスを推進剤グレーンから出口における最大速度まで加速する設計と
されている。

【０００４】この目的を実現するため、ノズルは、通常、喉部領域まで収斂する前壁を有し
且つ喉部領域からより大きい出口領域まで拡がり、収斂／拡がりノズルの形態を
形成する後壁を有している。圧縮性ガスの性質のため、かかる収斂／拡がりノズ
ルが出口ガス速度を増し、これにより推進力を増大させる。体積流れ通路の比率
、特に、出口面の面積対喉部の面積との比率は、ノズルが体積流れ中の圧力をエ
ンジンにより発生される推進力に変換する効率さの程度を確立する。出口面積対
喉部面積の比率を最適化し得るようにノズル喉部を設計することは当該技術分野
の当業者の技術範囲に属するものである。

【０００５】上述したように、ロケットエンジンが作動するときの極めて高温度から外側ケ
ーシングを保護すべく推進剤と燃焼室の外側ケーシングとの間に典型的に絶縁層
及びライナーが配置されている。同様に、ノズル喉部は、高い温度及び圧力、燃
焼生成物による反力、燃焼生成物がノズルの内面上を通るときの高速度に耐え得
るような設計ともしなければならない。

【０００６】優れたアブレーション性、低廉なコスト及び比較的軽重量であることから、炭
素系及び二酸化けい素系材料はノズルの絶縁体として使用するのに極めて好まし
い。直観的に、軽量なノズル組立体はより重いノズル組立体よりもロケットエン
ジンに対する重量上の不利益を課すことが少なく、これによりロケットエンジン
組立体が飛ぶことのできる距離を長くするため、より軽量なノズル組立体である
ことが望ましいことが分かる。本明細書にて言及するように、炭素系及び二酸化
けい素系材料は、非限定的に、炭素、二酸化けい素、又は黒鉛バルク及び先に炭
素化又は黒鉛化を行った成分を有する複合材料、すなわち、炭素／炭素、黒鉛／
炭素として既知の材料、布、繊維又は粉体を充填したフェノール系合成物、及び
多岐に亙る金属又は炭化けい素を含む。

【０００７】しかし、業界では、炭素、及び二酸化けい素系ノズル喉部は、特に、作動温度
及び圧力が高いとき、縮小し勝ちであることは広く認識されている。ノズル喉部
分の材料の損失は、一般に、１つ又はより多くのメカニズムが原因である。例え
ば、二酸化けい素布フェノール等の場合、材料の損失は、ライナー材料の熱分解
及び溶解がその原因であり、これにより、分解した層は、高速度のガス流により
せん断される。炭素布フェノール等の場合、材料の損失は、熱分解ガスを形成す
るライナー材料の熱分解が原因であり、また、燃焼ガスと分解した材料との化学
的反応（焼焦げ）が原因である。典型的な炭素−炭素材料等は、燃焼生成物中の
反応性成分との化学的反応を生じさせる可能性がある。

【０００８】エンジンが作動する間のノズル喉部の内面の縮小は、ロケットが作動するとき
の幾つかの問題の原因となる。ノズル喉部の材料が縮小するとき、出口面積対喉
部面積との比（すなわち膨張比）が減少し、これによりノズルの効率を低下させ
且つエンジンの性能を低下させることになる。更に、ノズルが縮小する間に形成
され勝ちであるノズルの粗面は、平滑面よりもより速い速度で縮小することが判
明している。このように、ノズルの喉部が縮小する過程は、自然の永続的現象と
して特徴付けることができる。別の問題点は、ノズルの縮小が予想以上に大きい
ことである。積載荷重重量及びそれに相応するエンジンの設計を求める計算は、
積載荷重がその所期の目標値に達することを確実にし得るように正確でなければ
ならない。ロケットの寸法及び積載荷重を確認するのに必要な計算は、ノズル喉
部の直径を含む、多くの変数に依存する。縮小に起因してノズル喉部の直径が飛
行中に変化することは、エンジンの性能を低下させる可能性がある。

【０００９】炭素及び二酸化けい素系ノズル喉部の欠点に対処するため、ロケットエンジン
内に、特に、喉部の挿入部に耐火性金属及び金属合金が使用されることがある。
かかる耐火性材料の例は、タングステン及びその合金である。

【００１０】しかし、タングステン及びその他の耐火性金属の存在に関連した重量上の不利
益及び費用は、喉部挿入体の断面積が大きい用途にてこれらの耐火性材料を非実
際的で且つ非経済的なものにする。更に、高温の燃焼排ガス及び粒子にさらされ
る耐火性金属は、迅速に加熱された露出面付近の熱膨張が露出面から更に離れた
より低温の断面領域により抑制されるとき、エンジンが燃焼する早期における熱
衝撃に起因する引張り応力を受け易い。事実上、表面の加熱は極めて強力であり
、このため１インチ当たり何千度もの温度勾配が可能である。軸方向及び正接（
すなわち曲げ）方向双方へのかかる熱応力は、ノズルの構成部品に熱疲労を生じ
、また、喉部挿入体をエンジンから突き出す可能性がある。

【００１１】このため、炭素及び（又は）二酸化けい素系材料の軽重量及び金属、合金の耐
侵食性を活用し、しかも炭素及び二酸化けい素系材料が経験する顕著なノズルの
縮小を回避し、また、作動状態が高い温度及び圧力を特徴としているときでさえ
、厚い耐火性材料が出遭う熱応力に伴う危険性を少なくするノズル組立体を提供
するならば、当該技術にて顕著な進歩となるであろう。

【００１２】

【発明の概要】

このため、本発明の１つの目的は、当該技術における上述した進歩を実現する
ことである。本発明の原理によれば、狭小な断面積を持つ喉部を有する収斂／拡
がり通路を画成し且つロケットエンジンと作用可能に係合してロケットエンジン
の燃焼生成物を受け取り、燃焼生成物を収斂／拡がり通路を通し、また、ロケッ
トエンジン組立体を推進し且つ（又は）偏向させるため燃焼生成物を排出するロ
ケットエンジンノズル組立体を提供することにより、上記及びその他の目的が達
成される。

【００１３】本発明の１つの実施の形態によれば、ロケットエンジンノズル組立体は、炭素
系喉部支持体を有する喉部挿入体と、約２７００℃以上、好ましくは、２７６０
℃以上の融点を有する少なくとも１つの耐火性金属及び（又は）耐火性金属合金
から成る真空プラズマ溶射金属殻体とを備えている。該組立体は、喉部挿入体の
前面を覆う炭素又は二酸化けい素系保護用ライナー（本明細書にて「アイリッド
」とも称する）と、拡がり截頭円錐体で且つ喉部挿入体から後方に伸びる形態と
された後部スカート部とを更に備えている。一般に、喉部支持体は環状であり、
前面又は端縁と、喉部の最小断面部分内に収斂する半径方向内方収斂部分と、喉
部の後方の半径方向内方拡がり部分とを有している。殻体もまた環状であり、喉
部支持体の少なくとも一部分を覆い、また、選択可能に、その半径方向内面の全
てを覆うように喉部支持体内で半径方向に配置されている。特に、殻体は、喉部
支持体の収斂部分を覆う前側の半径方向内面領域と、喉部支持体の最小断面積部
分を覆い且つ収斂／拡がり通路に沿って露出した喉部表面領域と、喉部支持体の
拡がり部分を覆う後方の半径方向内面領域とを備えている。

【００１４】この実施の形態において、炭素又は二酸化けい素系保護用アイリッドは、殻体
の前面領域の十分な部分及び喉部支持体の下側の覆い部分を覆い、これらの構成
部品を粒子の衝突及び侵食から保護する。炭素又は二酸化けい素系保護用アイリ
ッドは、収斂／拡がり通路に沿って十分に前方に伸びて、喉部挿入体の前面又は
端縁を覆い且つ保護し、また、燃焼ガスが喉部挿入体の下方を通って、喉部挿入
体の半径方向外面に達するのを防止する。燃焼ガスが喉部挿入体の下方に達する
ならば生じるであろうノズルの破損の虞れを解消するため、喉部挿入体のこの半
径方向外面を燃焼ガスから保護することが必要である。しかし、本発明の原理に
よれば、保護用アイリッドは、殻体の喉部表面領域を覆わず、これにより殻体の
喉部表面領域を収斂／拡がり通路に露出されたままにする。耐火性金属製殻体は
、アイリッドを形成する炭素又は二酸化けい素系材料よりも遥かに侵食され難い
ため、耐火性殻体により画成された喉部領域は、縮小化して、これにより、ノズ
ルの出口面積対喉部面積の比（すなわち膨張比）を小さくする傾向が小さい。

【００１５】本発明はまた、上述したノズルを具備するロケットエンジン組立体と、該ロケ
ットエンジンノズル及び組立体を製造する方法並びにその使用方法とにも関する
。

【００１６】本発明の上記及びその他の目的、特徴及び有利な点は、一例として本発明の原
理を示す添付図面と共に検討したとき、本発明の以下の詳細な説明から明らかに
なるであろう。

【００１７】添付図面は本発明の原理を説明する作用を果たす。

【００１８】［発明の詳細な説明］ロケットエンジンの全体的な構造は、図２に図示されており、エンジンは全体
として参照番号１０で表示されている。図示したロケットエンジン１０は、内部
にロケットエンジン推進剤１４が収容されるケース１２と、ノズル組立体２０と
、ケース１２をノズル組立体２０に接続する爆破管１６とを有している。図示し
た実施の形態において、推進剤１４は固体の推進剤グレーン１４の形態をしてい
る。図２に図示するように、ケース１２及び推進剤グレーン１４は、共に、絶縁
層１５及びライナー（図示せず）により分離されている。同様に、爆破管は図２
に参照番号１８で示すように絶縁体でライニングすることもできる。絶縁体１５
及びライナー（図示せず）は、推進剤１４が燃焼反応を受け且つノズル組立体２
０の出口領域２４を通じて排出されるとき、ケース１２を推進剤１４によって発
生された極度の状態から保護する働きをする。ライナーは、推進剤１４を絶縁体
１５及びケース１２に接合すると共に、高温の燃焼ガスがケース１２に進入する
のを防止するシールを形成するという更なる機能を果たす。従来の鋳込み及び硬
化技術のような、推進剤１４をロケットエンジンケース１２内に装填する方法は
当該技術分野の当業者に周知であり、このため、当業者は不必要な実験を行わず
に本発明によりかかる技術を容易に実施することができる。ケース１２を絶縁し
且つライニングする方法も当該技術分野にて周知である。

【００１９】図示した実施の形態は、爆破管型の固体ロケットエンジンノズルであるが、本
発明のノズル組立体はケース１２に取り付けられ又は該ケース１２に近接してお
り、また、爆破管１６を保持しない色々なその他の型式のロケットエンジンに適
用可能であることを理解すべきである。本発明の原理はまた、ハイブリッドシス
テム及び液体酸化剤／液体燃料システム（エンジン）にも適用可能である。

【００２０】図示したノズル２０は、狭小な断面積の喉部を有する収斂／拡がり通路を画成
する。該喉部は全体として参照番号２２で表示されている。ロケットエンジン１
０の作動中、高温の排ガスを含む燃焼生成物は、ロケットエンジン１０によって
発生され且つ爆破管１６及び喉部２２を通って進む。高温の燃焼生成物が喉部２
２を通るとき、燃焼ガスの出口速度が増して、これにより推進力を増大させる。

【００２１】次に、図１をより詳細に参照すると、喉部２２は、全体として環状の喉部支持
体３０と、環状の殻体４０とを備える環状の喉部挿入体により画成されている。
殻体４０は、喉部支持体３０の半径方向内面の少なくとも実質的な部分を覆い得
るように喉部支持体３０の半径方向内方に配置されている。喉部支持体３０は、
１つ又はより多数の炭素系材料で出来ており、その一例としての組成は以下によ
り詳細に記載する。喉部挿入体の形状は環状であり、典型的に金属で出来ている
外側支持殻体２６に対して座す実質的に平坦な外面３１を有している。喉部支持
体３０の半径方向内面は、喉部支持体３０の前端縁（又は面）３４から喉部２２
における最小断面積部分まで伸びる前方収斂部分３２を有している。図示した実
施の形態において、前方収斂部分３２は、喉部支持体３０を一層良く保持し得る
ようにロケットエンジンノズル２０の外径に向けて湾曲している。喉部２２の後
方にて、喉部支持体３０の内面が拡がり部分３６に沿って拡張している。

【００２２】拡がり截頭円錐体の形態とされた後方スカート部２８が喉部挿入体の拡がり部
分３６の後端面３８から後方に伸びている。後方スカート部２８及び後端面３８
は互いに当接し且つエポキシ接着剤、その他の接着剤及び（又は）機械的な締結
手段を含む任意の従来の技術により接続することができる。後端面３８は、喉部
挿入体を高い内部圧力に抗して保持する状態を向上させ得るように後方スカート
部２８に対しある角度を成すように機械加工されている。後方スカート部２８は
、後方スカート部２８の全長に沿って同程度だけ伸びる外側支持殻体２６（図示
せず）により支持されている。後方スカート部２８は、ねじ部２９を介して外側
支持殻体２６に係合する。

【００２３】喉部支持体３０を覆う殻体４０は，２７００℃（４９１８°Ｆ）以上、好まし
くは２７６０℃（５０００°Ｆ）以上、より好ましくは３０４０℃（５５００°
Ｆ）以上の溶融温度を有する１つ又はより多数の耐火性金属及び（又は）合金で
出来ている。かかる耐火性材料は、タングステン、レニウム、タンタル及びこれ
ら耐火性金属の１つ又はより多くを含む合金を有する。タングステンが好ましい
耐火性金属であるが、タングステンは展性を向上させるレニウムとの合金として
使用されることがより好ましい。好ましくは、この合金は７５乃至９５重量％が
タングステン、残り（５乃至２５重量％）がレニウムであるようにする。殻体４
０の厚さは全体として、採用されるノズルの寸法に依存する。約１２．７ｃｍ（
５インチ）の喉部を有するより小さいノズルの場合、殻体４０の厚さは約０．１
ｃｍ（４０ミル）乃至約０．１５ｃｍ（６０ミル）の範囲とすることができる。
より大きいノズルの場合、殻体４０の厚さは、全体として、約０．３ｃｍ（１／
８インチ）とすることができる。全体として、殻体４０の厚さは、選ばれた厚さ
がノズルの破損の虞れを生ずる不当な程度の熱応力を生じない限り、これら範囲
内で又はその範囲外で選ぶことができる。殻体４０の熱膨張により出遭う熱応力
はまた、エンジンの作動中に分解し且つ焼焦げる炭素系材料で出来た喉部支持体
３０によっても緩和される。耐火性金属製殻体４０は、一度び支持体３０が分解
／焼焦げを受けたならば、喉部支持体３０内により容易に拡張することができる
。

【００２４】図示した実施の形態において、環状殻体４０は喉部支持体３０の前方収斂部分
３２の全体を覆う前面領域４２を有している。しかし、殻体４０の前面領域４２
は前方収斂部分３２の全体を亙って伸びる必要はない、すなわち、前面領域４２
は喉部支持体３０の前端縁３４まで完全に伸びる必要はないことを理解すべきで
ある。殻体４０の喉部面領域４４が前面領域４２に隣接し且つ該領域と一体に形
成されている。同様に、殻体４０の後面領域４６は喉部面領域４４に隣接し且つ
該領域と一体に形成されている。図示した実施の形態において、後面領域４６は
喉部支持体３０の拡がり部分３６の全体を覆うが、後面領域４６は喉部支持体３
０の後端面３８まで伸びる必要はないことを理解すべきである。しかし、後面領
域４６は喉部支持体３０の拡がり部分３６に沿って十分に遠方まで伸びて、逓減
的侵食を解消し又は逓減的侵食を少なくとも認識し得ない程度まで減少させるよ
うにしなければならない。逓減的侵食はエンジンの推進力を低下させることにな
り、従って最小限にしなければならない。

【００２５】喉部面領域４４は最小断面積の喉部領域２２を画成する。このように、喉部面
領域４４はエンジンが燃焼する間、ノズル２０を通って進む高温の燃焼生成物に
露呈されたままである。殻体４０の耐火性金属、特に、殻体４０の喉部面領域４
４の耐火性金属を喉部２２にて露呈させることは本発明の１つの重要な特徴であ
る。耐火性金属は炭素系材料よりも逓減的侵食に対して遥かに抵抗性に優れる。
耐火性殻体４０を有する喉部領域２２を画成し、また、殻体４０の喉部面領域４
４を炭素又は二酸化けい素系材料で覆わないようにすることにより、喉部面領域
４４の耐火性金属は顕著に侵食されないから、喉部２２はエンジンの作動中、断
その面積を実質的に一定の状態に保つ。その結果、ロケットエンジン１０の性能
及び予測可能性の改良を実現することができる。

【００２６】殻体４０の前面領域４２は、爆破管１６の絶縁体１８と当接関係にて係合する
（これと代替的に、前面領域４２が喉部支持体３０の前端縁３４まで伸びず、こ
れにより、前方収斂部分３２の一部分を非覆い状態のままにする場合、絶縁体２
６が喉部支持体３０の前方収斂部分３２の非覆い部分に対し当接するようにして
もよい）。

【００２７】環状の保護用ライナー５０が殻体４０の前面領域４２及び喉部支持体３０の前
方収斂部分３２を覆っており、該ライナーは図１の断面図で、全体として眼瞼の
外観を有している。保護用ライナー５０は、喉部支持体３０を形成する材料と同
一とし又は異なるものとすることができる１つ又はより多数の炭素系及び（又は
）二酸化けい素系のアブレーション性材料で形成される。保護用ライナー５０は
、ロケットエンジンの作動中、収斂／拡がり通路に沿って進む燃焼生成物が前端
縁３４の下方（前端縁から半径方向外方）に流れ且つ喉部挿入体と外側支持殻体
２６との間に達するのを防止し得るように、喉部挿入体の前端縁３４を覆うべく
絶縁体１８に向けて十分に遠方まで伸びている。保護用ライナー５０はまた、こ
れら構成要素を粒子の衝突及び加熱から保護して、境界層の増進及び（又は）耐
火性殻体４０に対する発散冷却の何らかの組合わせ効果を提供し得るよう前面部
分領域４２及び前方収斂部分３２の全体の上方を伸びている。保護用ライナー５
０は、ロケットエンジンの作動中に縮小する炭素系及び（又は）二酸化けい素系
材料で出来ているため、保護用ライナー５０は、エンジンの作動中、ライナー５
０が完全に侵食して除去されないように十分な厚さであることが好ましい。保護
用ライナー５０は、ライナー４０の前面領域４２の全体の上を伸びる状態で図示
されているが、保護用ライナー５０は前面領域４２に沿って途中までのみ伸びる
ようにすることも可能であることを理解すべきである。

【００２８】重要なことは、保護用ライナー５０は、保護用ライナー５０よりも侵食し難い
耐火性材料で出来た喉部の面領域４４を覆わないことである。その結果、殻体４
０の喉部面領域４４の耐火性金属／合金により喉部２２が画成される。このため
、喉部２２は、ロケットエンジンの作動中、収斂／拡がり通路２２に沿って流れ
る燃焼生成物により侵食される傾向が少なくなる。

【００２９】次に、本発明のロケットエンジンノズルの設計について以下により詳細に説明
する。耐火性殻体４０を形成するため色々な技術を使用することができるが、本
発明にとって好ましいのは、所望の形状のマンドレルに材料を噴霧し、その後に
その材料を除去することを含む、真空プラズマ溶射技術である。プラズマは、ア
ノードとカソードとの間に配置された電気アークにアルゴン及び（又は）水素の
ようなガスを通ることにより形成される。電気アークを通って流れるガスはイオ
ン化され且つ１６，６５０℃（３０，０００°Ｆ）程度の温度を発生させる。ア
ルゴンガスのようなガス担体内に耐火性金属の粉体が捕捉され且つこの粉体は、
高温プラズマ中に噴射される。この粉体は、プラズマによって溶融し且つマンド
レルの表面に向けて加速される。適当であるならば、溶射中、マンドレルを回転
させることができる。真空プラズマ溶射技術の有利な点は、面倒な機械加工を必
要とせずにニアネットシェイプの構成部品を形成する能力を有する点である。

【００３０】耐火性殻体４０の半径方向外面の周りにノズル支持体３０を形成し且つ保護用
ライナー５０及び後方スカート部２８を形成するため、当該技術分野で既知の色
々な技術を実施することができる。１つの極めて有利な技術について以下に詳細
に説明する。

【００３１】一般に、プレプレグがその後に硬化する間、空隙を形成することを許容するの
に十分に低い圧縮レベルにて硬化可能なプレプレグを耐火性殻体４０の外面の周
りに配置し、次に、プレプレグが硬化して喉部支持体３０を形成するとき、発生
するガスがプレプレグに空隙を形成するのを許容するのに十分に低い圧力にてプ
レプレグを硬化させることにより、耐火性殻体４０を炭素系喉部支持体３０にて
絶縁することができる。一般に、プレプレグが硬化するときの圧力は約１０３４
．２１ｋＰａ（約１５０ｐｓｉｇ）以上に保たれる。

【００３２】プレプレグは、耐火性殻体４０の周りにプレプレグテープを巻くことにより又
はプレプレグ布を施すことにより配置することができる。例えば、プレプレグテ
ープは、テープ巻き過程を使用して施すことができ、この場合、プレプレグテー
プは熱風源等により加熱してテープを軟化させる。熱風は約１７７℃（３５０°
Ｆ）乃至約４８２℃（９００°Ｆ）の範囲、より典型的には、約１７７℃（３５
０°Ｆ）乃至２８８℃（５５０°Ｆ）の範囲の温度にてテープに供給することが
できる。テープは、例えば、ローラを耐火性殻体４０に近接する位置に設定する
ことにより、耐火性殻体４０に巻かれるとき、非バルク状態とすることができる
。一般に、テープは８０％以下、より特定的には約５０％以下だけ非バルク状態
にすることができる。この非バルク状態を実現するためには、ローラ及び耐火性
殻体４０によって付与される圧力は、全体としてプレプレグの販売業者が推奨す
る最低圧力（テープ幅１インチ当たり４５．３６乃至１３６．０８ｋｇ（１００
乃至３００ポンド））の約５０％以下であり、テープ幅１インチ当たり約２２．
６８ｋｇ（５０ポンド）がかかる低圧の一例である。テープが耐火性殻体４０の
周りに巻かれるとき、テープを冷却し且つ好ましくは硬化させる。テープが耐火
性殻体４０の周りに巻かれるとき、液体保持タンクからの二酸化炭素（又は外の
冷却剤）を、巻いたテープに付与することができる。このことは巻いたテープを
耐火性殻体４０の周りで冷却し且つ硬化させ、これにより、喉部支持体３０が形
成される。

【００３３】硬化する間、圧力は真空圧又は略大気圧以下とすることができる。本発明の１
つの実施の形態によれば、巻いた喉部支持体３０及び耐火性殻体４０は、真空パ
ティにより密封されたナイロン真空バッグのような蒸気不透過性の真空バッグを
使用して真空バッグすることができる。真空バッグ法において、硬化性材料から
吹出された樹脂が真空管を詰まらせず、又は、真空バッグ自体に悪影響を及ぼす
のを回避し得る（最小にするのでなく）ように適宜に厚い又は適宜に層状にした
ブリーダ材料が使用される。この点に関してフ゛リーダ材料は、例えば、少なくとも１つの有孔膜の層と、少なくとも２つの綿モップ層と、又はポリエステル吹き
出し材料（ポリエステルブリーダ材料の約１０ｏｚ又は約１６ｏｚ／ｓｑ）のよ
うな少なくとも２層のブリーダ材料とから成るものとすることができる。次に、
選択した最大の真空圧を使用して真空バッグ材料を硬化させる。好ましくは、真
空圧は、硬化する間に付与される圧力のみを提供し、また、略大気圧、好ましく
は、大気圧以下の略大気圧以下の程度の低圧力を使用し、例えば、約８６．１８
４５ｋＰａ（約１２．５ｐｓｉａ）乃至約１０１．３５３ｋＰａ（約１４．７ｐ
ｓｉａ）に等しい真空圧のような低圧力を使用することができるが、選ばれる圧
力は、存在する大気圧に依存する。更により低圧力を使用することもできる。し
かし、一般に、低圧の真空圧は、例えば、約８６．１８４５ｋＰａ（約１２．５
ｐｓｉａ）乃至約１０１．３５３ｋＰａ（約１４．７ｐｓｉａ）の範囲とし、よ
り特定的には約８６．１８４５ｋＰａ（約１２．５ｐｓｉａ）乃至８７．５６３
４ｋＰａ（１２．７ｐｓｉａ）の範囲とすることができる。所望の硬化した構成
部品の密度を保ち又は提供し得るように硬化圧力を調節する。

【００３４】硬化ステップの間、プレプレグを硬化させるため熱サイクルを使用することが
可能である。温度サイクルの間、複合物品の満足し得る程度の硬化を保証し得る
よう色々な温度又は温度及び滞在時間が選ばれる。一例としての温度サイクルは
、プレプレグを約０．５５℃（１°Ｆ）／分の量にて加熱し且つ冷却することを
含む。これと代替的に、多段温度サイクルを使用してもよい。例えば、熱サイク
ルは、約１．２５乃至１．５時間の滞在時間に対し約８２℃（１８０°Ｆ）の第
一の保持状態、第一の保持状態と比較可能な滞在時間に対し約１０４℃（２２０
°Ｆ）の第二の保持状態及び構成部品の肉厚の１インチ当たり約６０分乃至より
長時間、約１５４℃（３１０°Ｆ）乃至約１６０℃（３２０°Ｆ）の範囲の温度
における第三の保持状態となるようにプログラム化することができる。１つの保
持温度における滞在時間は硬化すべき材料の厚さのような工程可変値の関数であ
る。滞在時間及び硬化温度の双方を含む適宜な硬化サイクルを決定することは、
当該技術分野の当業者の技術の範囲内に属し、不必要な実験を行わずに決定する
ことができる。

【００３５】適宜な炭素系プレプレグ材料は、全体として熱硬化性樹脂が含浸される強化材
（繊維、布、テープ）を特徴としている。適宜な補強材は、当該技術分野で既知
の広範囲に亙る繊維又はフィラメント（連続的か又はステープルであるかを問わ
ず）から成るものとすることができる。これらの繊維及びフィラメントは、非限
定的に、ガラス繊維、ほう素フィラメント、窒化ほう素、炭化けい素、黒鉛（炭
素）フィラメント及び高弾性率の有機質フィラメント、特に、ナイロン、ポリエ
チレン及びアラミド型式の有機質フィラメントを含む。高弾性率有機質フィラメ
ントの例は、非限定的に、一般に、単に「アラミド」と称されるポリ（ベンゾチ
アゾール）及びポリ（芳香族アミド）を含む。アラミドはポリ（ベンゾアミド）
及びイー・アイ・デュポン（Ｅ．Ｉ．ＤｕＰｏｎｔ）からケブラー（ＫＥＶＬＡ
Ｒ）という商標名で販売されている材料群を含む。本発明にて使用可能な炭素フ
ィラメントの一例として、例えば、アムコパフォーマンスプロダクト（Ａｍｏｃ
ｏＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅＰｒｏｄｕｃｔ）のＴ−３００及び東レ（Ｔｏｒ
ａｙ）のＴ−８００Ｈ及びＴ−１０００Ｇ炭素繊維を挙げることができる。適宜
な炭素系熱硬化性樹脂は、例えば、フェノール系樹脂及びエポキシ樹脂（特に、
ビスフェノールＡのディグリシジルエーテルに基づくもの）を含む。原理上、ビ
ス−マレインイミド樹脂、ポリウレタン、ポリエステル等及びその任意の組合わ
せ体は炭素系樹脂又はその１つの構成要素として採用することもできる。好まし
くは、ロケットノズル構成部品に必要とされる、耐侵食性、優れたアブレーショ
ン性、及び横断方向プライ引張り強度を必要とする複合的材料の場合、プレプレ
グ用としてフェノール系樹脂マトリックス樹脂が使用される。商業的に利用可能
な適宜な硬化性フェノール系樹脂はＳＣ−１００８（ボーデン（Ｂｏｒｄｅｎ）
）及び９１−ＬＤフェノール系樹脂（スチュアート−アイロンサイド（Ｓｔｕａ
ｒｔ−Ｉｒｏｎｓｉｄｅｓ））である。ロケットエンジンノズルの構成部品用と
してエポキシ系プレプレグは好ましくない。

【００３６】硬化性フェノール系樹脂を含浸させた炭素布もまた使用可能である。炭素布が
レーヨン系、ポリアクリルニトリル（ＰＡＮ）系、又はピッチ系とすることがで
きる。これらプレプレグの型式はファイバライト（Ｆｉｂｅｒｉｔｅ）からのレ
ーヨン系炭素フェノール系プレプレグである、ＭＸ−４９２６（２８−３８％樹
脂、８−１６％フィラー、残り布強化材を含む）のような業界の標準的な密度の
プレプレグを含む。ファイバライトからのその他の適宜な材料は、３億の弾性率
を有するレーヨンに対する販売業者の商品名である、Ｔ３００繊維／糸をその双
方が使用するＭＸ−４９４６又はＭＸ−４９２０という商品名で販売されている
ようなＰＡＮ系プレプレグを含む。その他の「Ｔ」型繊維／糸製品を使用するこ
とができる。これら材料は、フィラーを含むことができ、一般に、炭素粉体フィ
ラーを含む。黒鉛系布フェノール樹脂を使用することができる。黒鉛繊維はレー
ヨン、ＰＡＮ、又はピッチ系とすることができる。適宜な商業的に入手可能な黒
鉛プレプレグは、ＭＸＧ−１７５という商標名で販売されているもの（レーヨン
系黒鉛）及びＭＸ−４９６１（ＰＡＮ系黒鉛）という商標名で販売されているフ
ァイバライトの製品を含む。ガラス布プレプレグは、ファイバライトからのＭＸ
Ｂ−６００１のようなガラス繊維強化フェノール系樹脂を含む。ＭＸ−２６００
として既知の製品のようなファイバライトからの二酸化けい素繊維強化フェノー
ル系樹脂を使用することができる。

【００３７】プレプレグ材料は、所望であるならば、フィラー材料を含むことができる。適
宜なフィラー材料は、二酸化けい素、炭素粉体及び当該技術分野の当業者に既知
のその他のものを含む。フィラー材料は、１つ以上の機能を果たすことができる
。例えば、粉体化したアルミナ三水和物又は酸化アンチモンを含む幾つかのフィ
ラーは、また、最終の硬化製品に対し火炎抵抗性又はその他の性質を与えること
ができるが、依然としてフィラーである。当該方法は、低密度の複合物品を製造
するため中空の極小球（及びエラストマー）を使用することを必要とせず、また
、かかる極小球の使用を回避することが好ましい。

【００３８】本発明は、上述した技術により、保護用ライナーを含んで炭素系絶縁材料を製
造することに限定されないが、この技術は、同様の高密度製品よりも優れた侵食
性及び焼焦げ性を示すロケットノズルの構成部品を製造することが分かる。この
技術は、中空の球（「マイクロバルーン」）のような、低密度のフィラーを必要
とせずに、形成される製品に空隙を生じる蒸発物を形成することを許容するのに
十分に低い圧力にて絶縁体を形成し且つ硬化させることになる。一般に、本技術
に従って製造された、硬化した物品は、標準密度の複合的ロケットノズルよりも
小さい比重を有する。例えば、適宜な炭素フェノール系樹脂プレプレグの場合、
約１．００（例えば、１．０３）乃至約１．１５ｇ／ｍｌの低密度を形成するこ
とができ、二酸化けい素のようなその他のプレプラグの場合、約１．３５乃至約
１．４９の密度（ＳｐＧ）の複合的ロケットノズル構成部品を製造することがで
きる。更に、本発明の硬化した物品は、また、標準的密度のプレプラグから良好
に作成した複合物にて観察されるものを上廻り又はこれに少なくとも等しくする
ことのできる横断方向プライ引張り強度を呈する。例えば、我々の発明の複合的
ロケットノズルは、約１２．４１０６乃至約２０．６８４３ＭＰａ（約１８００
乃至約３０００ｐｓｉｇ）の横断方向プライ引張り強度を有することができ、よ
り特定的には、１２．４１０６乃至１５．１６８５ＭＰａ（１８００乃至２２０
０ｐｓｉｇ）の横断方向プライ引張り強度を有するように容易に作成することが
できる。複合材料の横断方向プライ性質は、最初の圧密化工程にて使用される圧
力、及び硬化工程にて使用される圧力を調節することにより、特別に設定するこ
とができる。かかる調節は、本明細書を参照して検討したとき、不当な実験を行
わずに当業者の技術に属するものである。

【００３９】ノズル構成部品をノズル組立体２０に組み立て且つノズル組立体２０をロケッ
トエンジンと係合させることは、当業者に周知の技術である。本発明の上記の詳細な説明は、本発明の原理及びその実際的な応用を説明する
目的にて記載したものであり、これにより、当該技術分野の他の者が予想される
特定の用途に適するように、色々な実施の形態について本発明を理解することを
可能にするものである。この説明は、本発明を開示された正確な実施の形態にの
み限定し又は制限することを意図するものではない。改変例及び等価物は、当該
技術分野の当業者にとって明らかであろうし、また、特許請求の範囲の精神及び
範囲に包含されるものである。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の１つの実施の形態によるロケットエンジンノズル組立体の断面図であ
る。

【図２】固体推進剤が装填されたロケットエンジンケースと、図１のロケットエンジン
ノズル組立体とを備えるロケットエンジン組立体の断面図である。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＣＹ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ，ＴＲ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＧＷ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，ＧＭ，ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，ＭＺ，ＳＤ，ＳＬ，ＳＺ，ＴＺ，ＵＧ，ＺＷ)，ＥＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ，ＭＤ，ＲＵ，ＴＪ，ＴＭ)，ＡＥ，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ，ＢＡ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＲ，ＣＵ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＤＭ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＤ，ＧＥ，ＧＨ，ＧＭ，ＨＲ，ＨＵ，ＩＤ，ＩＬ，ＩＮ，ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＣ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＡ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＳＬ，ＴＪ，ＴＭ，ＴＲ，ＴＴ，ＴＺ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＺ，ＶＮ，ＹＵ，ＺＡ，ＺＷＦターム(参考） 4G075 AA24 AA30 AA51 BB02 BD14 CA47 CA72 FB02 FB04 FC06

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】喉部及び出口領域を有する収斂／拡がり通路を備えるノズル
組立体であって、ロケットエンジンケース内に装填された推進剤を着火したとき
、ロケットエンジンケース内で発生された高温の燃焼生成物を受け取り得るよう
にロケットエンジンケースと作用可能に係合し且つ燃焼生成物が前記出口領域か
ら排出される前に、燃焼生成物を喉部を通すようにロケットエンジンケースと作
用可能に係合できるノズル組立体において、（ｉ）環状の喉部支持体と、該喉部支持体内で半径方向に配置された環状殻体
とを備える環状の喉部挿入体であって、前記喉部支持体が少なくとも１つの炭素
系材料を備え且つ前面又は端縁と、前記喉部の最小断面積部分内に収斂する半径
方向内側収斂部分と、前記最小断面積部分の後方の半径方向内側拡がり部分とを
有する、前記環状の喉部挿入体と、（ｉｉ）少なくとも１つの耐火性金属又は耐火性金属合金を有する前記殻体と
を備え、該殻体が、（ａ）前記喉部支持体の前記収斂部分の少なくとも一部分を覆う前面領域と
、（ｂ）前記喉部支持体の前記最小断面積部分を覆う喉部表面領域であって、
前記喉部を画成し且つ前記収斂／拡がり通路に沿って露出された前記喉部表面領
域と、（ｃ）前記喉部支持体の前記拡がり部分の少なくとも一部分を覆う後面領域
とを有し、（ｉｉｉ）炭素系材料及び二酸化けい素系材料から成る群から選ばれた少なく
とも１つの部材を備える保護用アイリッドであって、収斂／拡がり通路に沿って
進む燃焼生成物が前記喉部挿入体の半径方向外面に達するのを防止し得るように
前記喉部支持体の前記前面又は端縁を覆うと共に、ロケットエンジン組立体の作
動中、前記殻体の前記喉部表面領域が収斂／拡がり通路に沿って進む燃焼生成物
に露呈されたままであるように、前記殻体の前記喉部表面領域を覆わない前記保
護用アイリッドと、（ｉｖ）拡がり截頭円錐体の形態とされ、前記喉部挿入体から後方に伸びる後
方スカート部とを備える、ノズル組立体。
【請求項２】請求項１のノズル組立体において、耐火性金属又は耐火性金
属合金が２７６０℃以上の溶融温度を有する、ノズル組立体。
【請求項３】請求項１のノズル組立体において、前記殻体が真空プラズマ
溶射により形成される、ノズル組立体。
【請求項４】請求項１のノズル組立体において、前記少なくとも１つの耐
火性金属又は耐火性金属合金が、タングステン、レニウム、タンタル及びその合
金から成る群から選ばれた１つの部材を備える、ノズル組立体。
【請求項５】請求項１のノズル組立体において、前記少なくとも１つの耐
火性金属又は耐火性金属合金がタングステン／レニウム合金から成る、ノズル組
立体。
【請求項６】請求項１のノズル組立体において、前記殻体が０．１ｃｍ乃
至０．３ｃｍの厚さを有する、ノズル組立体。
【請求項７】請求項１のノズル組立体において、前記前面領域が前記喉部
支持体の前記収斂部分の全てを覆い、前記後面領域が前記喉部支持体の前記拡が
り部分の全てを覆う、ノズル組立体。
【請求項８】請求項１のノズル組立体において、前記保護用アイリッドが
前記殻体の前記前面領域の全てを覆う、ノズル組立体。
【請求項９】ロケットエンジン組立体において、（Ａ）燃焼室及び高温度の燃焼生成物を発生させ得るように着火可能である少
なくとも１つの推進剤を備えるロケットエンジンケースと、（Ｂ）喉部及び出口領域を有する収斂／拡がり通路を備えるノズル組立体であ
って、推進剤から発生された燃焼生成物を受け取ると共に、燃焼生成物が前記出
口領域から排出される前に、燃焼生成物を収斂／拡がり通路を通して前記ロケッ
トエンジン組立体を推進し且つ（又は）偏向させ得るように前記ロケットエンジ
ンケースと作用可能に係合できる前記ノズル組立体とを備え、該ノズル組立体が
、（ｉ）環状の喉部支持体と、該喉部支持体内で半径方向に配置された環状殻
体とを備える環状の喉部挿入体であって、前記支持体が少なくとも１つの炭素系
材料を備え、前面又は端縁と、前記喉部の最小断面領域部分内に収斂する半径方
向内方の収斂部分と、前記最小断面積部分の後方の半径方向内方に拡がる部分と
を有する前記環状の喉部挿入体と、（ｉｉ）前記環状殻体が少なくとも１つの耐火性金属又は耐火性金属合金か
ら成り、該環状殻体が、（ａ）前記喉部支持体の前記収斂部分の少なくとも一部分を覆う前面領域
と、（ｂ）前記喉部支持体の前記最小断面積領域部分を覆う前記喉部表面領域
であって、前記喉部を画成し且つ前記収斂／拡がり通路に沿って露出された前記
喉部表面領域と、（ｃ）前記喉部支持体の前記拡がり部分の少なくとも一部分を覆う後面領
域とを備え、（ｉｉｉ）炭素系材料及び二酸化けい素系材料から成る群から選ばれた少な
くとも１つの部材を備える保護用アイリッドであって、前記殻体を絶縁すると共
に、収斂／拡がり通路に沿って進む燃焼生成物が前記喉部挿入体の半径方向外面
に達するのを防止し得るように、前記殻体の前記前面領域の十分な部分を覆い、
また、ロケットエンジン組立体の作動中、前記殻体の前記喉部表面領域が収斂／
拡がり通路に沿って進む燃焼生成物に露呈されたままであるように、前記殻体の
前記喉部表面領域を覆わない前記保護用アイリッドと、（ｉｖ）拡がり截頭円錐体の形態とされ、前記喉部挿入体から後方に伸びる
後方スカート部とを備える、ロケットエンジン組立体。
【請求項１０】請求項９のノズル組立体において、耐火性金属又は耐火性
金属合金が２７６０℃以上の溶融温度を有する、ノズル組立体。
【請求項１１】請求項９のロケットエンジン組立体において、前記殻体が
真空プラズマ溶射により形成される、ロケットエンジン組立体。
【請求項１２】請求項９のロケットエンジン組立体において、前記少なく
とも１つの耐火性金属又は耐火性金属合金が、タングステン、レニウム、タンタ
ル及びその合金から成る群から選ばれた１つの部材を備える、ロケットエンジン
組立体。
【請求項１３】請求項９のロケットエンジン組立体において、前記少なく
とも１つの耐火性金属又は耐火性金属合金がタングステン／レニウム合金から成
る、ロケットエンジン組立体。
【請求項１４】請求項９のロケットエンジン組立体において、前記殻体が
０．１ｃｍ乃至０．３ｃｍの厚さを有する、ロケットエンジン組立体。
【請求項１５】請求項９のロケットエンジン組立体において、前記前面領
域が前記喉部支持体の前記収斂部分の全てを覆い、前記後面領域が前記喉部支持
体の前記拡がり部分の全てを覆う、ロケットエンジン組立体。
【請求項１６】請求項９のロケットエンジン組立体において、前記保護用
アイリッドが前記殻体の前記前面領域の全てを覆う、ロケットエンジン組立体。
【請求項１７】喉部及び出口領域を有する収斂／拡がり通路を備えるロケ
ットエンジンノズル組立体であって、ロケットエンジンケース内に装填された推
進剤が着火したとき、ロケットエンジンケース内で発生された高温度の燃焼生成
物を受け取ると共に、燃焼生成物が前記出口領域から排出される前に、燃焼生成
物を喉部を通すようにロケットエンジンケースに作用可能に係合できる前記ロケ
ットエンジンノズル組立体を製造する方法において、（Ａ）少なくとも１つの耐火性金属又は耐火性金属合金をプラズマ溶射するこ
とにより環状殻体を形成することと、（Ｂ）ロケットエンジンノズルであって、（ｉ）環状の喉部支持体と、殻体とを備える環状の喉部挿入体であって、喉
部支持体が少なくとも１つの炭素系材料から成り且つ前面又は端縁と、喉部の最
小断面積部分に収斂する半径方向内方の収斂部分と、最小断面積部分の後方の半
径方向内方拡がり部分とを備える前記環状の喉部挿入体と、（ｉｉ）喉部支持体内で半径方向に配置された殻体とを備える前記ロケット
エンジンノズルを形成することとを備え、該殻体が、（ａ）喉部支持体の収斂部分の少なくとも一部分を覆う前面領域と、（ｂ）喉部支持体の最小断面積部分を覆う喉部表面領域であって、喉部を
画成し且つ収斂／拡がり通路に沿って露出された前記喉部表面領域と、（ｃ）喉部支持体の拡がり部分の少なくとも一部分を覆う後面領域とを備
え、（ｉｉｉ）炭素系材料及び二酸化けい素系材料から成る群から選ばれた少な
くとも１つの部材を備える保護用アイリッドであって、収斂／拡がり通路に沿っ
て進む燃焼生成物が喉部挿入体の半径方向外面に達するのを防止し得るように殻
体を絶縁し且つ喉部支持体の前面又は端縁を覆うべく殻体の前面領域の十分な部
分を覆うと共に、ロケットエンジン組立体の作動中、殻体の喉部表面領域が収斂
／拡がり通路に沿って進む燃焼生成物に露呈されたままであるように、殻体の喉
部表面領域を覆わない前記保護用アイリッドと、（ｉｖ）拡がり截頭円錐体の形態とされ、喉部挿入体から後方に伸びる後方
スカート部とを備える、方法。
【請求項１８】請求項１７の方法において、耐火性金属又は耐火性金属合
金が２７６０℃以上の溶融温度を有する、方法。
【請求項１９】請求項１７の方法において、前記少なくとも１つの耐火性
金属又は耐火性金属合金が、タングステン、レニウム、タンタル及びその合金か
ら成る群から選ばれた１つの部材を備える、方法。
【請求項２０】請求項１７の方法において、前記少なくとも１つの耐火性
金属又は耐火性金属合金がタングステン／レニウム合金から成る、方法。
【請求項２１】請求項１７の方法において、前記殻体が０．１ｃｍ乃至０
．３ｃｍの厚さを有する、方法。
【請求項２２】請求項１７の方法において、前記前面領域が前記喉部支持
体の前記収斂部分の全てを覆い、前記後面領域が前記喉部支持体の前記拡がり部
分の全てを覆う、方法。
【請求項２３】請求項１７の方法において、前記保護用アイリッドが前記
殻体の前記前面領域の全てを覆う、方法。