JP2005519221A

JP2005519221A - ロケットエンジン

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Publication number: JP2005519221A
Application number: JP2003573286A
Authority: JP
Inventors: カラブロ，マックス
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Priority date: 2002-03-04
Filing date: 2003-02-27
Publication date: 2005-06-30
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Also published as: AU2003229842A1; ATE331882T1; DE60306435D1; FR2836699B1; US20040128980A1; EP1342905B1; RU2266423C2; JP4439267B2; ES2268291T3; EP1342905A1; DE60306435T2; US6915627B2; UA72352C2; WO2003074859A1; FR2836699A1; RU2003135210A

Abstract

【課題】複雑なマニフォールドがなく、部品の数も非常に限られている簡単なロケットエンジンを製造できるようにする。
【解決手段】本発明は、燃焼室(１)が、多孔性壁(５)を備え、熱構造複合体材料で作製された少なくとも１つの第一の一体構造体からなり、上記の多孔性壁(５)を通って燃料の大部分が上記の燃焼室の主室(Ｃ)に導入される。上記の燃料の小部分は隘路部分(３)に向けられて、この隘路部分(３)を燃料で冷却する。

Description

本発明は、燃焼室を備えたロケットエンジンに関する。この燃焼室では、例えば、水素のような流体(液体あるいは気体)燃料と、例えば、酸素のような流体(液体あるいは気体)酸化剤とが燃焼し、そしてこの燃焼室は、燃焼から生じるガスが流出する末広ノズルに連結されている。

この種の既知のロケットエンジンでは、燃焼室が非常に高い温度(約3300℃)に達するためその壁の構造が特に複雑で、燃料自体が冷却流体として循環するようにダクトが網状にめぐらされている。既知の壁の例が、例えば、フランス特許第２,７７３,８５０号、フランス特許第２,７７４,４３２号、フランス特許第２,７９１,８５０号に記載されている。これらの壁の構造は均一でなく、その反対に、それぞれの点における温度によりエンジンの軸に沿い変化するようになっている。最後に、燃料が冷却流体として使用され、対向する２方向に循環できるようにするため、これらの既知のエンジンには複雑な燃料供給マニフォールドが必要である。
フランス特許第２,７７３,８５０号フランス特許第２,７７４,４３２号フランス特許第２,７９１,８５０号

本発明の目的は、これらの短所を克服して、複雑なマニフォールドがなく、部品の数も
非常に限られている簡単なロケットエンジンを製造できるようにすることである。

このため、本発明によるロケットエンジンは燃焼室を備え、この燃焼室の主室では、燃料と酸化剤とが燃焼する。そして、この燃焼室は、隘路部分により末広ノズルに連結されていて、この末広ノズルを通って上記の燃焼から生じるガスが流出する。上記の主室には、上記の隘路部分に対向する端部を通って酸化剤が供給される。この主室は、これに対向する外側で燃料を受け取る熱構造複合体製多孔性表層部によって囲まれていて、この多孔性表層部を通って上記の燃料の幾らかがこの主室に導入される。このロケットエンジンにおいて、上記の多孔性表層部を通って上記の主室に導入される燃料の部分が上記のエンジンに対する燃料供給を構成し、この多孔性表層部を通過しない燃料の部分が上記の隘路部分に向けられてこれを冷却することを特徴とする。

よって、本発明により、簡素で、軽く、数個の部品しかなく、且つ簡単に製造できるエンジンが得られる。

文献ＷＯ−９９／０４１５６に記載されているエンジンは燃焼室を備え、この主室で燃料と酸化剤が燃焼する。そしてこの燃焼室は隘路部分により末広ノズルに連結されていて、この末広ノズルを通って上記の燃焼から生じるガスが流出する。上記の主室には、上記の隘路部分に対向する端部を通って酸化剤が供給される。またこの燃焼室主室は、熱構造複合体製多孔製表層部によって囲まれていて、それに対向する外側から燃料を受け取る。この多孔性表層部を通って燃料の幾らかが上記の主室に導入される。

しかしながら、上記の文献ＷＯ−９９／０４１５６のロケットエンジンでは、多孔性表層部を通って主室に導入される燃料の割合が低く、浸透により主室の壁の冷却を図っており、多孔性表層部を通らない燃料部分は燃料噴射器に戻される。その反対に、本発明のロケットエンジンでは、上記の多孔性表層部を通って上記の主室に導入される燃料の割合が高く、上記のエンジンの燃料供給を構成すると共に、上記の多孔性表層部を通らない燃料の部分は上記の隘路部分に向けられてこれを冷却する。

加えて、上記の従来例では上記の多孔性表層部には燃料を循環するダクトが作製されると思われるが、本発明はこれを、燃焼室に提案した新規の構造で回避している。

また、本発明のロケットエンジンでは、炭素マトリックスあるいはセラミックマトリックスを備えた熱構造複合体が利用されている。その理由は、その周知の機械的特性および耐熱性だけでなく、その固有の多孔性である。この多孔性は一般にはむしろ短所と考えられている(米国特許第５,５８３,８９５参照)。

熱構造複合体の素晴らしい機械的特性および耐熱性により、本発明によるロケットエンジンは、既知のエンジンに比し質量が非常に低い。この複合体の多孔性により、簡素で多孔であるが耐熱性が良好な表層部が製造できる。勿論、上記の表層部は、それが作製されているマトリックスを濃密化する場合、既知の方法でどんな所望の値にも合すことができる。

上記の多孔製表層部は、複合体製の２つの表層部からなる熱構造複合体製の第一の一体構造体の一部を形成するのが好ましい。上記の２つの表層部は、それらの間に中間スペースを残して相互から間隔を開けて離れていて、上記の中間スペースを通過するが、これにおける流体の自由な循環を決して邪魔しない複数のネジ状スペーサによって結合されている。

よって、本発明のロケットエンジンにおいて、上記の末広ノズルが、上記の燃焼室に対し上記の隘路部分とは反対側でこの燃焼室に連続していて、
上記の第一の一体構造体は筒状で、上記のエンジンの長手方向の軸に対し同軸に配されていて、上記の表層部の一方は、内側表層部で、他方は外側表層部であり、
上記の酸化剤は、上記のノズルとは反対側で上記の内側表層部で形成される筒状容積に導入され、この容積が上記の燃焼室の主室を形成し、
上記の燃料は、環状の横断面を有すると共に、同じく上記のノズルと反対側にある中間スペースに導入され、上記の内側表層部が、上記の燃焼室の主室に、燃料の少なくとも幾らかを導入するための多孔製表層部として作用する。

上記の第一の一体構造体の上記外側表層部は、例えば、適切な被覆を施すことによって、液体および気体に対し完全に封止することができる。

上記の第一の一体構造体の内径を隘路部分の内径より大きくし、上記のノズルと同じ側に配される上記の中間スペースの環状開口部を、上記の隘路部分の集中部に対面させるのが好ましい。

よって、環状横断面を有する上記の中間スペースに導入されるが、上記の主室に向け内側表層部を通過しない燃料の小部分を隘路部分の区域を冷却するのに簡単に用いることができる。

上記のノズルは、上記の隘路部分を越えて、第一の一体構造体を収容できる被覆材を備えても良い。

よって、ノズル、隘路部分および被覆材からなる全体は第二の一体構造体を形成し、この中に上記の第一の一体構造体が挿入される。この第ニの一体構造体は、例えば、金属で作製される。然し、上で述べた理由で、第一の一体構造体と同様、熱構造複合体で作製することが好ましい。この場合、この第ニの一体構造体は、上記第一の一体構造体の外側表層部からの連続部を構成することが好ましく、この連続部は上記の外側表層部との一体部分を形成する。この結果、上記の第一および第ニの一体構造体は一体となる。

本発明によるロケットエンジンの別の実施例では、上記の燃焼室は、上記の末広ノズル内でその頂点近くに配される。
この場合、燃焼室は以下のものからなるのが好ましい。

筒状に形成された複合体製の内側に位置する第一の一体構造体であって、エンジンの軸に対し同軸に配され、環状横断面を有する中間スペースによって離間されている内側表層部と外表層部とを有するものと、
筒状に形成された複合体製の外側に位置する第一の一体構造体であって、エンジンの軸に対し同軸に配され、環状横断面を有する中間スペースによって離間されている内側表層部と外側表層部とを有し、この外側に位置する第一の一体構造体は上述の内側に位置する第一の一体構造体を、その間に環状の燃焼主室を形成するよう囲んでおり、
上記の内側および外側に位置する第一の一体構造体は、それらと上記の末広ノズルの頂点との間に上記のノズルとの環状連通路を形成し、
上記の酸化剤はノズルの頂点とは反対側から上記の環状燃焼主室に導入され、
上記燃料も、また、上記の頂点とは反対側から、内側および外側に位置する第一の一体構造体の、環状横断面を有する中間スペースに導入される。

よって、この実施例では、燃料は上記の内側に位置する第一の一体構造体の外側表層部と上記の外側に位置する第一の一体構造体の内側表層部とを通って上記の環状燃焼主室に導入される。次いで、燃焼ガスは、隘路部分を形成する上記環状連通路を通って上記の環状燃焼室から末広ノズルに通過する。上記の外側一体構造体の外側表層部を通る燃料は上記の環状連通路近くの末広ノズルを冷却できる。必要であれば、内側第一の一体構造体の内側表層部を液体および気体に対し封止する。

末広ノズルの頂点にオリィフィス穴を設け、上記の内側および外側の一体構造体の集合体は上記のノズルにホーン型の複合体製第３の一体構造体により固定するのが好ましい。

上記の燃焼室には、これの、ノズルの頂点とは反対側に配されたドーム形状体を介して燃料を供給するのが好ましい。ドーム形状体の凸状壁は上記のノズルに対面し、熱構造複合体で作製されている。

添付図面の各図により、どのようにして本発明が実施できるかが容易に理解される。これらの図において、同一符号は同一要素をしめす。
図１に概略が示されている本発明によるロケットエンジン(Ｉ)の実施例は、隘路部分３により相互に連結されている燃焼室１と末広ノズル２とからなる。エンジン(Ｉ)の長手方向の軸には符号Ｚ−Ｚが付けられている。

燃焼室１は外壁４を備え、その外壁４の、ノズル２と対向する部分４Ａはほぼ筒状であり、上記のノズル２と同じ側に配された、外壁４の部分４Ｂは徐々に集中して隘路部分３と連結している。よって、外壁４、隘路部分３およびノズル２は連続していて、一体物を構成できる。

燃焼室１は、加えて、多孔性内壁５を備え、この内壁の軸は上記の軸Ｚ−Ｚと一致している。この内壁５は外壁４の内側に配されていて、外壁と共に、環状横断面を有する筒状中間スペース６を形成する。多孔性内壁５もまたほぼ筒状で、その直径(Ｄ)は、隘路部分３の直径(ｄ)より大きい。外壁４の集中部分４Ｂに対面して、内壁５は集中部分５Ｂを有し、この部分５Ｂは集中部分４Ｂと共に上記の環状スペース６の絞り路を形成する。

図示された例では、上記の燃焼室１は、少なくとも部分的に、熱構造複合体第一の一体構造体からなる。この構造体では多孔性の内壁５が、複合体製の表層部からなる。同様に上記の末広ノズル２は熱構造複合体製第ニの一体構造体を構成あるいはその一部を形成してもよい。上記の第一および第ニの一体構造体は各々上記の隘路部分３の一部を備えてもよく、あるいはそのうちの一つだけが上記の隘路部分３を備えてもよい。これらの構造体は相互に固定されているか一体の構造体として作製されてロケットエンジン(Ｉ)を形成する。

燃焼室１では、燃焼は、上記の燃焼室の主室を形成する多孔性内壁５により形成された筒状容積(Ｃ)の内側で生じる。酸化剤、特に酸素流が、矢印８で示されているように、ノズル２の対向端である、内壁５の端部５Ａを通って主室(Ｃ)に導入される。燃料、特に水素流は、矢印９で示されているように、ノズル２に対向する、環状中間スペース６の端部６Ａを通ってスペース６に導入される。複合体製内壁５の適切な多孔性と、通路７によって形成される絞り路とにより、上記の環状スペース６に導入された燃料の殆どは、矢印１０で示されているように、上記の内壁５を通過して主室(Ｃ)の内に入る。そこで燃料に酸化剤(矢印８)が主室(Ｃ)に加えられて燃焼する(矢印８)。

燃焼により生じるガスは、端部５Ａの対向する、内壁５の端部５Ｂを通って逃げ、矢印１１で示されているように隘路部分３を通ってノズル２に入る。

更に、環状中間スペース６に導入(矢印９)された燃料の小部分は、矢印１２で示されているように、環状通路７を通って内壁５の部分５Ｂ、外壁４の部分４Ｂおよび隘路部分３とを冷却する。この隘路部分の所で、集中環状通路７を通る燃料が燃焼ガスと混合する(矢印１１)。

図２Ａから図２Ｆ、図３Ａから図３Ｄおよび図４は図１のエンジン(I)の複合体形状の一実施形態の概略を示す。

これを製造するため、先ず最初、例えば、針が通ることのできる発泡合成材料からフォーマ(成形具)２０(図２Ａ)を作成する。このフォーマ２０は多孔製内壁５の内部の形を呈していて、収斂部分５Ｂを含む。次いで、いずれかの既知の方法(巻く、編む等)を用いて、このフォーマ２０に、炭素あるいは炭化珪素をベースとする繊維のような高強度繊維製構造体２１を当てがう。この構造体２１は上記の内壁５の繊維製枠組みを形成するためのものである(図２Ｂ参照)。そして、例えば、複合体マトリックスを形成するための樹脂を含浸しない発泡ポリスチレンで作製され、通路７を含む環状中間スペース６を表す芯２２を繊維製構造体２１に当てがう(図２Ｃ参照)。

芯２２の材料は針で刺すことができ、熱で取り除ける。
高強度(Ｃ、ＳiＣ等)の構造体２３が上記の環状芯２２に当てがわれる。この構造体２３は上記の外壁４の少なくと一部の繊維製枠組みを構成するためのものである(図２Ｄ参照)。

図２Ｅ、および拡大して表示した図３Ａに示されているように、繊維製構造体２１、環状芯２２そして繊維製構造体２３は、それ自体複数の高強度繊維(Ｃ、ＳiＣ等)からなる連続フィラメント２４による結び目の無い縫合によって結合されている。この連続フィラメント２４は要素２１・２２・２３を通過し、繊維製構造体２３に当てがわれたブリッジ２７とフォーマ２０に浸入するループ２８とによって交互に連結された部分２５・２６を形成する。

この縫合操作の後、フォーマ２０は取り除かれ、ループ２８が平らにされて繊維製構造体２１に押圧されて塊２９を形成する(図３Ｂ参照)。その後、繊維製構造体２１・２３の集合体に、例えばアルコールで希釈された粘度が比較的低い硬化可能な樹脂が含浸される。上記の樹脂が繊維製構造体２１・２３に浸入するだけでなく、浸入しているフィラメント部分２５・２６に沿いこれに入り込むように、含浸は真空下で行うのが好ましい。この含浸中、芯２２はこの樹脂を通さないので、芯には含浸されない。

それから、繊維製構造体２１・２３が各々硬質表層部３０・３１となり、浸入しているフィラメント部分２５・２６が硬性ネジ状スペーサ３２(図3C参照)となるまでの間、含浸された樹脂を、例えば、その温度を上げて硬化させる。これらのスペーサ３２は、各々、塊２９とブリッジ２７とから形成された硬性固定具３３・３４により硬質表層部３０・３１にそれらの端部が硬く固定される。

硬質表層部３０・３１とスペーサ３２との全てのマトリックスを形成するため、このアセンブリに、例えは、約９００℃の高温での熱分解、即ち上記のアセンブリの幾何学形状を安定させ、芯２２を削除する何らかの処理を施す。このアセンブリを既知の方法で濃密化処理し、そのマトリックスをセラミック・タイプに変える。そして少なくとも部分的には燃焼室１を形成するための一体構造体４０(図２Ｆおよび図３Ｄを参照)を産出する。この構造体４０は以下のものからなる。
複合体製外側表層部４１であって、表層部３１から生じ、少なくとも部分的に燃焼室１の外壁４・４Ａ・４Ｂを形成するためのものと、
複合体製内側表層部４２であって、表層部３０から生じ、燃焼室の内壁５・５Ａ・５Ｂを形成するためのものと、
スペーサ３２由来の、複合体製の複数のネジ状スペーサ４３。

この一体構造体４０では、表層部４１・４２は間隔を開けて離れていて、環状スペース４４を形成し、このスペース４４をスペーサ４３が塞ぐことなく横断し、そしてこのスペース４４は燃焼室１の環状スペース６を形成するためのものである。

複合体は、その性質上多孔であり、その多孔性は、上記のマトリックスが形成される条件に依存することは既知である。よって、内壁５・５Ａ・５Ｂに必要な孔開き度を与えるよう内側表層部４２の孔開き度を調整できる。そうして、外側表層部４１に、内側表層部４２に必要とされたものと同一の孔開き度が与えられる。外壁４は不浸透でなくてはならないので、外側表層部の外側を、図２Ｆに示されているように、封止用被覆剤４５で被覆するのが好ましい。

少なくとも上記のノズル２を形成するための第二の単一構造複合体５０を作製する。この第二の複合体５０は、適当なフォーマの上に強固な繊維(Ｃ、ＳiＣ等)を巻いたり、編んだりして樹脂を含浸し、こうして形成されたマトリックスを熱分解して簡単に製造する。次いで、エンジン(Ｉ)を得るため、複合一体構造体４０を複合一体構造体５０に組み合わせる。これはいずれの既知の方法、例えば、機械的にあるいは接着でなされる。加えて、図４に略示されている、好ましい実施例では単一構造複合体５０の上に、隘路部分３を形成できる個所５２と複合一体構造体４０のハウジングの役目をなす個所５２とが設けられる。この場合、エンジン(I)の外壁４は、表層部４１、あるいは被覆材４５とハウジング対応部分５２を重ね合わせて組み合わせることにより形成される。

又、第２複合体５０を表層部４１と連続させ、図１に略示されているように、これと一体の物として形成できることは、上記より容易に感得される。

図５に示されている、本発明による別の実施形態のロケットエンジン (II)では、燃焼室６０が末広ノズル６１の内側、その頂点６２近くに配されている。この末広ノズル６１は、例えば、上記したノズル２と同じ方法で得られる複合一体構造体からなる。加えて、末広ノズル６１の頂点６２には穴６３が開けられている。

燃焼室６０は以下のものからなる。
筒状の内側複合一体構造体６４であって、エンジンの軸Ｚ−Ｚに対し同軸上に配され、内側複合体製表層部６５と外側複合体製表層部６６とを有し、複合体４０に関して上で述べた方法で得られたものと、
筒状の外側複合一体構造体６７であって、軸Ｚ−Ｚに対し同軸上に配され、内側複合体製表層部６８と外側複合体製表層部６９とを有し、複合体４０と同じ方法で得られたもの。

外側複合体６７は内側複合体６４を囲み、その間に上記燃焼室６０の主室(Ｃ)を形成する。

複合体６４・６７は、ノズル６１と同じ側では、それらに気体燃料を供給できるマニフォールド７０に固定され、それと反対側では、ホーン型の第三の複合一体構造体７１に固定されている。この構造体７１は複合体６４・６７を、穴６３の縁部に沿って末広ノズルに連結している。燃焼室６０は、それ自体とノズル６１の頂点との間に環状通路７２を形成する。この環状通路７２は、隘路部分を形成して上記ノズルと連通する。

複合体４０の壁４１と同様、内側複合体６４の内側表層部６５は気体に対し封止されるのが好ましい。

複合体７１を通って、気体状の酸化剤が頂点６２とは反対側から噴射器７３によって環状主室(Ｃ)に導入される。複合体７１とマニフォールド７０とを通って、燃料が複合体６４・６７の環状中間スペース７４・７５(複合体４０の中間スペース４４と類似)に導入される。

複合体６４の外側表層部６６と複合体６７の内側表層部６８を通って、上記の燃料が環状主室に入り、そこで酸化剤で燃焼する。燃焼ガスは頂点６２と同じ側から燃焼室を出て行き、隘路部分７２を通ってノズル６１に入る。外側表層部６９を通って出て行く燃料ガスは燃焼室近くのノズルを冷却する。ガスの通路は図５で矢印で示されている。

図５に示されている実施例では、燃料供給装置が中空のドーム７６を備える。このドーム７６には、上記の複合体７１を通り、燃料をマニフォールドに供給するダクト７７により燃料が供給される。上記のドーム７６の凸状側は、ノズル６１と同じ方向を向いていて、燃焼室６０から遠ざかっている。このドーム７６が、上記の凸状壁７８を通る燃料が浸透して冷却されるように、少なくともその突状壁７８が熱構造、よって多孔性の複合体で作製されるのが好ましい。

本発明によるロケットエンジンの第１実施例の軸方向の概略断面図である。図２Ａから図２Ｆは図１示すエンジンで燃焼室の１実施例を示す概略図である。図３Ａから図３Ｄは、図２Ｅの状態から図２Ｆの状態までに移る方法の工程の略図を拡大して示し、図３Ａは、図２Ｅの断面線IIIＡ-IIIＡに対応し、図３Ｄは、図２Ｆの断面線IIIＤ-IIIＤに対応する。これらの図３Ａから図３Ｄまでにおいて、各縫い目の２つの部分は明確にするため非常に大きく離して示している。図４は、図２Ｆの燃焼室を備えた図１のエンジンの１実施例の略図である。図５は、本発明によるロケットエンジンの第２実施例の軸方向の概略断面図である。

符号の説明

Ｉ・II…ロケットエンジン、１・６０…燃焼室、２・６１…末広ノズル、３・７２…隘路部分、４Ｂ…隘路部分(３)の収斂部分、５・４２・６６・６８…熱構造複合体製多孔性表層部、５・４１・４２・６５・６６・６８・６９…表層部、５Ａ…端部、６・４４・７３・７４…中間スペース、７…中間スペースの環状穴、４０・６１・６７…熱構造複合体、４１…外側表層部、４３…ネジ状スペーサ、５０・６１…第二の一体構造体、５２…被覆材、６２…末広ノズルの頂点、６３…穴、６４…内側第一の一体構造体、６７…外側第一の一体構造体、７１…第三一体構造体、７２…環状通路、７４・７５…中間スペース、７６…ドーム形状体、７８…ドーム形状体の凸状壁、Ｃ…燃焼室の主室、Ｄ…一体構造体の直径、ｄ…隘路部分の直径、。

Claims

ロケットエンジン(Ｉ・II)であって、燃焼室(１・６０)を備え、この燃焼室の主室(Ｃ)で燃料と酸化剤が燃焼し、またこの燃焼室(１・６０)は隘路部分(３・７２)により末広ノズル(２・６１)に連結されていて、この末広ノズル(２・６１)を通って燃焼から生じるガスが流出し、上記の燃焼室主室(Ｃ)には上記の隘路部分とは反対側の端部(５Ａ)を介して酸化剤が供給され、この燃焼室主室(Ｃ)は熱構造複合体製多孔性表層部(５・４２・６６・６８)により囲まれていて、この多孔性表層部(５・４２・６６・６８)は、上記の主室(Ｃ)とは反対の外側で燃料を受け、この燃料の幾らかは上記の多孔性表層部を通って上記の主室に導入されるものにおいて、
上記の多孔性表層部(５・４２・６６・６８)を通って主室(Ｃ)に導入される燃料の上記の部分が上記のエンジンに対する燃料供給系を構成し、上記の多孔性表層部を通らない燃料の部分が上記の隘路部分(３・７２)に向けられてこれを冷却することを特徴とするもの。
請求項１に記載のロケットエンジンであって、
上記の多孔性表層部(５・４２・６６・６８)が熱構造複合体(４０・６１・６７)製の第一の一体構造体の一部を形成し、この熱構造複合体(４０・６１・６７)は、相互に間隔を開けて離れてその間に中間スペース(４４・７３・７４)を残すと共に、複合体製の複数のネジ状スペーサ(４３)によって結合されている２つの表層部(４１・４２・６５・６６・６８・６９)を備えていることを特徴とするもの。
請求項２に記載のロケットエンジンであって、長手方向の軸(Ｚ−Ｚ)を有し、このロケットエンジンにおいては、上記の末広ノズル(２)が、上記の隘路部分(３)の上記燃焼室とは反対の側で燃焼室と連続して配されているものにおいて、
上記の第一の一体構造体(４０)が筒状で、上記の長手方向の軸(Ｚ−Ｚ)に対し同軸上に配されていて、一方の表層部(５・４２)が内側表層部で、他方の表層部(４１)が外側表層部であり、上記の酸化剤は、上記の内側表層部(５・４２)によって形成され、上記のノズル(２)とは反対側で上記の燃焼室の主室(Ｃ)を形成する筒状容積に導入され、
上記燃料は、環状横断面を有し、上記のノズル(２)とは反対側の中間スペース(６・４４)に導入されることを特徴とするもの。
請求項３に記載のロケットエンジンであって、上記の第一の一体構造体(４０)の上記の外側表層部(４１)が気体および液体に対し封止されていることを特徴とするもの。
請求項３あるいは４に記載のロケットエンジンであって、上記の第一の一体構造体(４０)の直径(Ｄ)が隘路部分(３)の直径(ｄ)より大きく、上記のノズル(２)と同じ側に配されている上記の中間スペース(６)の環状穴(７)が上記の隘路部分(３)の集中部分(４Ｂ)に対面していることを特徴とするもの。
請求項２〜５のいずれか１項に記載のロケットエンジンであって、上記のノズル(２)が、上記の隘路部分(３)の向こう側に上記の第一の一体構造体を収容できる被覆材(５２)を備えていることを特徴とするもの。
請求項２〜６のいずれか１項に記載のロケットエンジンであって、上記のノズル(２)が複合体製第二の一体構造体(５０・６１)からなることを特徴とするもの。
請求項２〜５のいずれか１項ニ記載のロケットエンジンであって、上記のノズル(２)が複合体製第二の一体構造体(５０)からなり、この第二の一体構造体(５０)が上記の第一の一体構造体(４０)の外側表層部(４１)からの連続部分を構成し、この連続部分が上記外側表層部(４１)の一体部分を形成することを特徴とするもの。
請求項２に記載のロケットエンジンであって、長手方向軸(Ｚ−Ｚ)を有し、このロケットエンジンでは上記の燃焼室(６０)が上記の末広ノズル(６１)内でその頂点近くに配されているものにおいて、
上記の燃焼室が、
筒状の複合体製内側第一の一体構造体(６５)であって、上記の軸(Ｚ−Ｚ)に対し同軸上に配され、内側複合体製表層部(６５)と外側複合体製表層部(６６)とを有し、
筒状の複合体製外側第一の一体構造体(６７)であって、上記の軸(Ｚ−Ｚ)に対し同軸上に配され、内側複合体製表層部(６８)と外側複合体製表層部(６９)とを有し、上記の外側第一構造体(６７)は上記の内側第一構造体(６４)を囲んでそれらの間に上記燃焼室(６０)の環状主室(Ｃ)を形成し、
上記の内側および外側一体構造体(６４・６７)と末広ノズルの頂点との間に、上記の末広ノズルと連通する環状通路(７２)を形成し、
上記の酸化剤は、末広ノズルの頂点とは反対側から上記燃焼室の環状主室(Ｃ)に導入され、
上記の燃料は、末広ノズルの頂点とは反対側から上記の内側および外側第一の一体構造体(６４)と(６７)との、環状断面を有する中間スペース(７４・７５)に導入されることを特徴とするもの。
請求項９に記載のロケットエンジンであって、内側第一構造体(６４)の内側表層部(６５)が、液体および気体に対し封止されていることを特徴とするもの。
請求項９あるいは１０に記載のロケットエンジンであって、上記の末広ノズルの頂点(６２)には穴(６３)が開けられていて、上記の内側および外側第１構造体(６４)と(６７)との集合体が、ホーン型の複合体製第三の一体構造体(７１)によって、ノズル(６１)に固定されていることを特徴とするもの。
請求項９〜１１のいずれか１項に記載のロケットエンジンであって、上記の燃焼室(６０)の、上記ノズルの頂点に対向する側に配されているドーム形状体(７６)を介して燃焼室(６０)に燃料が供給され、そのドーム形状体(７６)の凸状壁(７８)がノズルに向いていて、熱構造複合体で作製されていることを特徴とするもの。