JP2006513362A - マルチノズルグリッドミサイル推進システム - Google Patents

Abstract

複数の密に集合されたノズレットを有するグリッドプレートを有するジェット推進出力装置が開示されており、グリッドプレートのノズレットは加圧されたガスを効率的に膨張するために加圧されたガスソースへ動作可能に結合するように構成されている。

Description

本発明の分野はジェット推進システムであり、特に推進に使用するためのロケットモータで遷音速および超音速流を誘導するためのマルチノズルグリッドの使用に関する。

ジェット推進はビークルまたは装置を推進するための噴射物のモーメンタムを使用し、噴射物は通常は主としてガスである。ロケットモータは最も共通のジェット推進の応用の１つである。ロケットモータはロケットまたはミサイルと呼ばれるビークルまたは装置を推進する。

通常、ビークルの飛行特性を強化するジェット推進エンジンを有することが望ましいことが認識されている。飛行の安定性は空気力学的圧力の中心の前方に重心を有することにより助けられる。そうでなければ、尾翼のような安定性を付加する代わりの手段が所望の安定度レベルを実現するために必要になることは間違いない。

ロケットモータは最も普通には、音速度の数倍でエンジンロケットから噴射される非常に高温のガスを発生するためにロケットに含まれる固体（“固体ロケットモータ”または“ＳＲＭ”）または液体（“液体ロケットモータ”または“ＬＲＭ”）燃料を燃焼させる。モーメンタムの保存は、ガスの増加した後方モーメンタムがそのビークルと共にモータまたはエンジンを前方に推進することを必要とする。噴射物の速度を最大にすることによりこのモーメンタムの伝達を最大にするエンジンを有することが望ましい。

エンジンの動作の長さも重要である。ロケットエンジンはペイロードの伝送のように目的を実現するのに十分な長さの期間、動作する必要がある。したがって長い動作期間を提供するジェット推進エンジンが望ましい。長期間の動作は非常に高温で高圧の燃料の応力下で、または長時間にわたって固定された量の燃料が使用されることを可能にする重量の節約から、ロケットエンジンの長期の存続を通して行われることができる。

低いエネルギ損失で、小型で、短く、軽量のノズルを有するジェット推進システムを提供できることが推奨されている。しばしば考慮されているエネルギ損失の例には推進剤による内部壁摩擦損失、大気による外部空気力学的抗力、推進剤ガスからエンジンへの熱伝導等が含まれているがそれらに限定されない。半径方向速度成分の損失は運動エネルギがエンジンの軸に関するガスの側方（半径方向）運動により失われるときに生じる。エンジン表面上の推進剤ガスの流動はまた分離、摂動、発散による損失を生成する。

ジェット推進の動作はエンジンにしたがっている。ノズルは通常、ノズルがガスを受ける収斂セクションと、ノズルの最も収縮された部分である喉部と、ガスがエンジンから噴出される前に膨張される発散セクションとを有することができる。幾つかのノズルは収斂または発散セクションだけを有するが、このようなノズルは超音速度で排出されるガスでは実際には使用されていない。

超音速で排出されるガスの場合には、発散ノズルのパラメータの選択は収斂ノズルよりも重要である。ジェット推進エンジン設計における他の通常の考察は、エンジンの壁の不連続性が衝撃波からエネルギ損失を招きやすい可能性を生じ、それによって全てのノズルセクションが良好に面取りされる必要がある。発散セクションの出口部分は面取りされたエッジでは噴出されたガスにおける過剰な膨張および流動体分離を生じる恐れがあるので、通常鋭利なエッジを有している。

経験的に、ノズルの縦方向のプロフィールに対しては一般的な共通の円錐ノズル形状を使用するとき、２４゜よりも小さい半角度が収斂ノズルで使用され、発散ノズルでは１５゜の半角度が使用されている。最も普通の設計では、これらの仕様が長さ、直径または重量の限度により妥協される。

単一の通常のノズルの使用のように、ロケット設計において多数の通常のノズルの使用が知られているが、当業者により好まれていない。多数の通常のノズルは単一の通常のノズルの形状（即ち長さ）または重量に無理があるときに使用されている。この概念は通常は、西半球側の小型戦術ミサイルに限定されているが、多数の通常のノズルの使用は東半球側、特にソビエト連邦で宇宙開発にさえも適用されている。さらに、多数の通常のノズルの使用は通常、単一のノズルを使用するよりも効率的ではないと当業者は考えている。ノズル数の増加は効率を下げると当業者は通常考えているので、多数の通常のノズルが使用されるときでさえも、その使用は通常、一般的に認知されている多数のノズルの欠点を最少にするためにせいぜい４個から６個のノズルに限定されている。

複数の小さいノズル（“ノズレット”）の初期の使用は長さの限定［文献１］を克服するために１９３０年代の期間にドイツで超音速風胴に適用された。その構造は実質的に長方形の風胴中にオリフィスのレクティリニアグリッドを配置していた。行われた多数のノズレットの使用は長さの節約を実現するが、ドイツ人はノズレットの数およびサイズの選択によって摂動のスケールおよび減衰距離の制御を許容する流体力学の知識をもたなかったために、設計者に等価の単一ノズルの長さを有する設定チャンバの使用を強要した。

通常のジェット推進エンジン設計の典型的な問題には、ノズルの長さおよび／または直径に課された幾何学形状の制限と、効率的に設計された理想的な単一ノズルの重量制限と、喉部設計の重量材料の選択の要件と、エアビークルの空気力学的安定性における重力中心の尾部方向シフトの有害な空気力学的影響とが含まれている。結果として、劇的に増加された性能、理論的に優れたノズルの幾何学形状に対する密着性、ジェット推進エンジンの製造価格および時間を節約しながらの重量の減少を可能にする設計手順は現在の技術により適切に満たされなかった要求を満たすであろう。

本発明は推進で使用するための改良されたノズルシステムに関する。本発明の１特徴は推進で使用するための多数のノズレットのプレートを設計する方法に関する。本発明の装置の別の特徴は、装置を推進するために噴射されるガスからの牽引力の処理を助けながらジェット推進装置に対する構造的な統合性を与えるロケット、ジェットタービンまたはその他のジェット推進で使用するためのマルチノズルグリッドにある。

本発明の１特徴は、複数の密に集合されたノズレットを有するグリッドプレートを有するジェット推進排気口にあり、そのグリッドプレートのノズレットは加圧されたガスを効率的に膨張するために加圧されたガスソースへ動作可能に結合するように構成されている。

本発明の好ましい実施形態は、ガラスで強化されたフェノール合成材料、グラファイトで強化されたフェノール合成材料、短い撚線で強化されたフェノール合成材料、ファイバで強化されたセラミックマトリックス合成材料、およびセラミック合成材料からなるグループからの材料から作られているプレートを有するジェット推進出力装置に関する。

本発明の別の実施形態では、ジェット推進出力装置は１よりも大きいポート対ノズレット比を有するパターンで配置されているノズレットを有する。

本発明のさらに別の実施形態においては、ジェット推進出力装置は、１２０秒間に１４，０００ｐｓｉの圧力と２０００℃の温度を有するガス流にノズレットを通過させた後、ノズレットが実質的に無傷の状態である材料から作られている。

本発明のさらに別の実施形態では、ジェット推進出力装置は複数の周辺ノズレットにより囲まれている少なくとも１つの中心に配置されたノズレットを有し、複数の各周辺ノズレットは少なくとも１つの中心ノズレットと少なくとも２つの他の周辺ノズレットと接触している。

本発明の別の実施形態では、ジェット推進出力装置は加圧されたガスがノズレットを通過されるとき、パターンが実質的に停滞したゾーンのない加圧されたガスが流動方向の回転を受けないようなパターンで配置されているノズルを有している。

本発明のさらに別の実施形態では、ジェット推進出力装置は、ノズレットの収斂部分が４８゜よりも小さい角度で収斂し、ノズレットの発散部分が３０゜よりも小さい角度で発散するノズレットを有する。

本発明の別の特徴はガスを連通するためのノズレットグリッドを設計する方法に関しており、この方法は、
設計パラメータを与え、
設計パラメータに基づいて、必要とされるプレートの厚さを決定し、
等価の単一ノズルの幾何学形状を決定し、
緊密に詰込まれた構造のノズレットを形成するように幾何学形状パターンを規定し、
ノズレットの数を選択するステップを含んでおり、ここで、
ノズルグリッドの設計は、幾何学形状パターンで配置されている等価の単一ノズルの幾何学形状を備えた複数のノズレットを有している必要とされる厚さのプレートを規定している。

本発明を実施する好ましい方法では、設計パラメータはノズレットグリッドへのガスの供給に関連する機械的および熱的応力と、材料の材料特性に関するパラメータを含んでいる。

本発明を実施するさらに別の方法では、幾何学形状パターンは、加圧されたガスがノズレットを通過するとき、規定されたプレートが実質的に停滞ゾーンがなく、ガスが流動方向の回転を受けないようにされている。

本発明の別の特徴はペイロード、推進剤、エンジンを有する改良された空気力学的安定性を有するミサイルに関し、そのエンジンはエンジンの停滞ゾーンを減少させるパターンに配置された複数のノズレットを有するプレートを具備している。ミサイルはまたペイロードと、エンジンと、噴射されない推進剤との重心を有し、その重心はエンジンから間隔を隔てられている。ミサイルはまた空気力学的圧力の中心を有し、その空気力学的圧力の中心は重心よりもエンジンに近く位置されている。

本発明の好ましい実施形態は、エンジンが同じ材料から作られている等価の単一ノズルエンジンに比べて前方に重心を有しているミサイルに関する。

本発明の別の特徴はペイロードと推進剤を有するミサイルに関し、推進剤は加圧されたガスであることができる。ミサイルはまた複数の緊密に詰込まれたノズレットを有するグリッドプレートを具備するエンジンを有し、グリッドプレートのノズレットは加圧されたガスを効率的に膨張するために加圧されたガスソースに動作可能に結合するように構成されている。

本発明の好ましい実施形態では、ミサイルは同一の材料から作られる等価の単一ノズルエンジンの質量よりも小さい質量を有するモータを具備している。

本発明の別の実施形態では、ミサイルはガラスで強化されたフェノール合成材料、グラファイトで強化されたフェノール合成材料、短い撚線で強化されたフェノール合成材料、ファイバで強化されたセラミックマトリックス合成材料、セラミック合成材料からなるグループから選択された材料から作られているプレートを有する。

本発明のさらに別の実施形態では、ミサイルのノズレットは１２０秒の期間中に１４，０００ｐｓｉの圧力と２０００℃の温度を有する加圧されたガスにノズレットを通過させた後、実質的に無傷の状態である材料から作られている。

本発明のさらに別の実施形態では、ミサイルは複数の周辺ノズレットにより囲まれている少なくとも１つの中心に配置されたノズレットを有し、複数の周辺ノズレットはそれぞれ少なくとも１つの中心ノズレットと少なくとも２つの他の周辺ノズレットとに接触している。

本発明のさらに別の実施形態では、ミサイルは加圧されたガスがノズレットを通過されるとき、パターンが実質的に停滞したゾーンがなく、加圧されたガスが流動方向の回転を受けないようなパターンで配置されているノズレットを有する。

本発明のさらに別の実施形態では、ノズレットの収斂部分は４８゜よりも小さい角度で収斂し、ノズレットの発散部分は３０゜よりも小さい角度で発散している。

本発明は幾つかの有効性および利点を有する。

本発明の方法および装置はジェット推進のためのガスの入口および出口管理装置の長さおよび重量を減少するために使用されることができる。これは結果的に、ロケットおよびタービンを含むジェット推進エンジンを提供することができ、優れた特別なインパルス特性を有している。

本発明はジェット推進における摂動のスケールおよび減衰距離の制御にも使用されることができる。

本発明は改良された空気力学的安定性を有するミサイルを提供することができる。

本発明はロケット推進の合理的な燃焼時間を維持することができる。

本発明はジェットタービンエンジンへの外来オブジェクトの吸引を阻止するなどの他の利点を提供しながらジェット推進応用において優れた構造的強度を提供できる。

さらに、本発明の有効性および利点は以下の説明から当業者に明白であろう。

本発明は種々の形態が可能であるが、ここに記載されている説明は現在好ましい実施形態を図面で示し以下説明するが、この開示は本発明の例示として考慮され、本発明を示されている特定の実施形態に限定することを意図しないことを理解すべきである。

明細書のこのセクションの題名、即ち“発明を実施するための最良の形態”はアメリカ合衆国の特許庁の要求に関係したもので、ここで説明する主な事項または発明の技術的範囲を限定することを意図せず、示唆せず、意味しないことがさらに理解すべきである。

図１の左側の部分はミサイル10の形態の本発明の１実施形態を示している。図１のミサイル10は尾部セクション12を有する単一段ロケットである。尾部セクションは加圧されたガス14または（“マルチノズルグリッド”または“ＭＮＧ”と呼ばれる）マルチノズルグリッドプレート16に動作可能に接続される他の噴射物のソースを有し、そのマルチノズルグリッドプレートを通って噴射物が送られる。しばしば、この動作可能な接続部は、加圧されたガス14のソースとＭＮＧ16との間に位置されているチャンバ18である。ミサイルは飛行中の安定性または操縦能力を付加するためフィン20のような空気力学的素子を随意選択的に有することができる。当業者により理解されるように、ミサイルは１以上の段を具備でき、各段は尾部セクション12を有し、各尾部セクションは加圧されたガス源14とノズルグリッド16とを有している。

図２は２０１個のノズレット22を有し、チャンバ18を規定する本発明のＭＮＧ16エンジン21（またはモータ、さらにロケットより一般的には出力装置）の下部斜視図である。図３および図１の右側の図を参照すると、ＭＮＧ16は厚さ24を有する。図１の右側部分はその左側部分および図２のノズルグリッド16の平面の部分的断面を示し、各ノズレット22は収斂セクション26、喉部28、発散セクション30を有することができる。加圧されたガス14のソースはミサイル10を推進するため、加圧されたガスがノズレット22を通って導く。図３は平面ではなく凸面の幾何学形状を有するＭＮＧ16を示している。

ＭＮＧ16は以下を使用する設計手順により特定されることができる。
１）尾部セクションのガス源の圧力、燃焼温度、燃焼時間、それらに限定されないような所定の動作パラメータのセットに対してＭＮＧプレート16で必要とされる厚さ22を決定するために選択された材料の特性を考慮に入れて構造的な応力解析および熱伝導解析と、
２）“等価の単一ノズル”の幾何学形状を決定するための内部弾道原理および理想的なノズル設計（即ち単一のノズルロケットモータ、ジェットタービンまたはその他のエンジンのために設計するかのような設計）と、
３）停滞ゾーンの損失および流動回転損失を減少または除去できる緊密な配置における（先に規定された形状の）ノズレット22を詰めるための幾何学形状パターン。このノズレット配置はステップ１で見られるプレートの厚さ24内で行われる。この手順はＭＮＧ16のノズレット22の数を提供する。

前述の設計手順は単一のノズルよりも薄くて軽いＭＮＧプレート16を特定できる。長さの節約はＭＮＧ16のノズレット22の数の平方根に比例する（即ち１００個のノズレットを有するＭＮＧは等価の単一ノズルよりも約１０倍薄い）。ノズレット22が本発明により考察されるようなパターンで配置されるとき、マルチノズルグリッド16はエネルギ損失を流速損失および熱伝導損失へ減少させる。本発明のノズレット22の配置は停滞ゾーンを減少または除去する。さらに、ＭＮＧ16はミサイル10、タービンまたはその他の種類のジェットエンジンのような装置に対して構造的安定性を提供できる構造素子を提供しながら、停滞ゾーンの減少を実現する。また、本発明のＭＮＧ16はエンジンの噴射口における流動の回転を減少させ、それによってガス流の回転で固有の牽引力と熱伝導による損失を防止することも考えられる。

本発明の応用の１分野では、従来技術のロケットノズルの代わりにＭＮＧ16構造の使用により、性能を改良し、製造価格を減少することのできる多数のミサイル10が存在する。その応用の１例として、１つのタイプのミサイル10、インターセプタは同一の性能に対して、それらの終端速度を改良でき、または質量およびサイズを減少することができる。代わりに、高い燃焼速度を実現するインターセプタミサイルがＭＮＧ16を有して設計されるならば、大きいプラットフォームの代わりに既存のプラットフォームに適合するのに十分に小型化できる。しかしながら、この例には限定されず、本発明のＭＮＧ16は戦略および弾道ミサイル10の両者に使用されることができる。

当業者は正確な改良の数量化が特別な構造と１組の要件でのみ行われることができることを認識するであろう。一般化された評価に基づいて、大きいミサイル10の構造は性能または質量の減少において２０％から３０％の改良を示し、一方、小さいミサイル10の構造は５０％程度の改良を示すことが示されている。

ＭＮＧ16の設計手順はステンレス鋼および短い撚線のガラス強化されたフェノール合成物との両者を使用して戦術ミサイル10で適切に使用されている。（乗客用航空機のスクラムジェットエンジン、タービン、ホイールブレーキパッドの超音速飛行のための）最近の耐熱材料の到来はそれに限定されないがミサイル防衛インターセプタが必要とするような実際的応用よりも非常に長期間動作できる耐熱および耐腐食材料の発明を提供している。

図２および３はＭＮＧ16構造を有する進歩したロケットモータとしての本発明の実施形態を示している。図４は単一ノズルに対して３つの可能な異なる長さを有する通常の単一ノズルのロケットモータ32を示している。最初に、一般的な工学選択を表す実際的な単一ノズル34は最も短い実施形態として示されている。排気圧力が周囲圧力に等しい場合に、予測される膨張比に適合されるとして規定されることのできる最適な単一ノズル36はさらに長い。最後に、同一の幾何学形状特性をＭＮＧ16の各個々のノズレット22と比例して共有している等価の単一ノズル38は最長である。

図２の進歩したロケットモータ21は図４のさらに長い等価の単一ノズル38に比較して、短いＭＮＧプレート16を有するコンパクトチャンバ18からなり、図１の右側および図３に示されている詳細はＭＮＧ16が多くのノズレット22を有することを明白にしている。これらのノズレット22は図４の等価の単一ノズル38と同一のスケールされた幾何学形状を有することができる。

本発明の利点を説明するために、ＭＮＧ16の固体燃料のロケットモータ（ＳＲＭ）への適用について考える。しかしながら、本発明の原理の応用はＳＲＭ設計に限定されない。液体燃料の推進剤のような他のタイプのロケット推進剤に適用されるように、およびジェットタービンを含むがそれに限定されない他のエンジンにおける幾つかの応用について説明する。

実際的な単一ノズル34を有する通常のＳＲＭ（即ち質量と幾何学形状の限定を考慮するＳＲＭ）は膨張比の限度のために等価の単一ノズル38のＳＲＭよりも非常に短くなければならない。これらの制限は幾つかの要素により制御され、それは１）ミサイルの直径、２）ロケットの外側の周囲圧力、３）ノズルの付加部分の余分の重量によるミサイル速度の減少を含んでいるがそれらに限定されない［４］。ミサイル設計に通常非常に重要な質量特性の考察に関しては、さらに軽量の後部船体は重心を前方に移動することにより空気力学的な静的安定性を改良する。代わりに、得られる長さの節約は単にさらに推進剤を付加することにより改良された性能を与えることができる。

マルチノズルグリッド16の設計手順は図５に示されている等価の単一ノズル設計40を含んでいる。その設計はまたスラスト係数Ｃ_ｆを考慮し、これは理想的なノズル設計で重要な要素であり、予測される性能および要件をノズルの幾何学形状に関連付ける。当業者は固体ロケット設計のハンドブック［４、５、６、７、８］が推力係数が最適であるようにノズルを設計する方法を詳細にしていることを認識するであろう。最後のコンポーネントとして、ＭＮＧ手順の幾何学形状設計手順も含まれる。

第１に、Ｃ_ｆにおけるノズルの幾何学形状の効果が理解される必要がある。以下のＣ_ｆの式における圧力比は内部弾道パラメータであり、チャンバ圧力を既存の圧力に関連付けている。ノズルが最適に設計されるとき（即ちＰ_２＝Ｐ_３または同義的にＰ_{＠ｅｘｉｔ}＝Ｐ_{＠ａｍｂｉｅｎｔ}）、Ｃ_ｆの式の第２項は省略され、Ｃ_ｆは第１項のみにより表されることができる。本発明の利点が最適にまたは非最適に設計されたノズルの両者で実現されることが可能であることに注目すべきであるが、当業者は最適さの少ない解よりも最適な解が通常好ましいことを認識するであろう。

第２項は２つのケース、即ち１）アンダー膨張ノズルにおけるＰ_２＞Ｐ_３または、２）オーバー膨張ノズルにおけるＰ_２＜Ｐ_３で適用可能である。例外的に高い膨張比を有するノズルは通常、外気圏応用で有効である。Ｐ_３＝０（即ち真空の空間）のとき、オーバー膨張の制限はない。しかしながら、Ｐ_２＜Ｐ_３のとき、ノズルはノズルの出口チップ上の負の圧力により流動分離が効率的な膨張比を減少させるために効率的ではない。

式３−３０、５９頁［文献６］
数学的に、第２項はそのとき、負であり、Ｃ_ｆの値は減少する。海水面の動作または低高度の飛行では、Ｃ_ｆがＰ_ｅ−Ｐ_ｏ項によりさらに減少されることができないだけでなく、出口対喉部の幾何学形状の領域比（ε）が限定されるために、オーバー膨張されたノズルは無駄であり、アンダー膨張ノズルが実用的である。これはまた本発明のジェットタービンまたはその他のロケットでない応用についても言えることである。通常のノズル設計で長さの制約により限定される比（ε）はＭＮＧ構造を使用して利用されることができる。

この方法論におけるエレメントと組合せられた最後のセクションは、単一のノズル設計にまさるマルチノズルグリッド設計手順を使用する妥協を示すために、理論的なＣ_ｆ対実験的なＣ_ｆを比較する。全てのこれらの考察は円錐形のノズルに適用するが、変更されて当業者に知られているまたはまだ知られていない種々の形状を有する外形形状のノズルに適用することができる。

ＭＮＧの設計は図５に示されているように標準的な単一ノズル設計により開始することができる。この等価の単一ノズル設計40は当業者に知られているノズルに限定されることなくそのようなノズルについての全てのテキストブック設計規準に準じることができる［文献４、５、６、７、８、９］。このステップはまた有効なチャンバ中の燃焼表面および初期気孔率の計算を含んでいる。ＭＮＧ設計は特にその収斂ノズルの容積の大きな減少のために気孔率の変化に敏感である。気孔率は初期過渡圧力を制御し、参考文献［９］を使用して容易に得られることができる。図５は等価の単一ノズルを示している。ＭＮＧ手順は次式にしたがって、この等価の単一ノズルを記述することができる。
Ａ_ｔ＝π・（Ｄ_ｔ ^２／４） 式（１）
Ａ_ｔ≡ｎ・Ａ^＊＝ｎπ・（（ｄ^＊）^２／４） 式（２）
ここで、Ａ_ｔは直径Ｄ_ｔを有する等価の単一ノズルの喉面積であり、Ａ^＊は直径ｄ^＊を有するＭＮＧのｎ番目の単一ノズルの喉面積である。さらに、これらの式の操作により次式が得られる。

類似の関係が出口直径（Ｄ_ｅｘｉｔ）と入口直径（Ｄ_{ｉｎｌｅｔ}）に対して導出されることができる。次に、図１１の表示にしたがって、ノズルの長さの関係式が導出される。

通常、γは３０゜よりも小さい。同様に、Ｌ２（即ち発散ノズルの長さ）に対する式が導出される。

ここで、αは通常、４８゜よりも小さい。

喉部対出口の面積比εを次のように規定する。

その後、式（６）は次式のように再定義される。

等価の単一ノズルの全長は喉直径と、出口対喉の面積の比と、収斂と発散の半分の角度との関数である。式（８）は直接、喉直径のｄ^＊を代入することによりＭＮＧ設計に適用する。

式（８）と式（９）との比を取り、式（３）を代入して、ＭＮＧ概念の長さの節約を規定する。即ち、

式（１０）はＭＮＧ構造の長さの節約が選択されたノズレット数の平方根に比例することを示している。例えば１９６個のノズレットを有するＭＮＧは“等価の単一ノズル”よりも約１４分の１の短い長さである。例えば１つのＭＮＧ構造は２０１個のノズレットを使用して適切に試験された。式（１０）はＭＮＧ構造のノズレット数の増加により実現されることのできる大きい値の長さの節約を計量することを助ける。

しかしながら、長さの節約には限度があり、これは標準的な設計手順（即ち安全係数等の考慮）にしたがって、ＭＮＧベースプレート（Ｌ_ＭＮＧ）の最小の厚さを計算する熱伝導および応力解析によって評価されることができる。特に、選択された材料と幾何学形状（直径、長さ等）における引張りおよび剪断強度は厚さを決定する［１７］。ほとんどの材料は壁の温度（即ちチャンバ中の動作流体の停滞温度）の関数として引張りおよび剪断強度の劣化を示す。この温度に関連する選択された材料の弱化はＭＮＧベースプレート（Ｌ_ＭＮＧ）の最小の必要とされる厚さを増加する。

ノズレットの最大数はこの厚さに適合することのできるノズレットの数により決定されることができる。標準的な設計手順（即ち安全係数等）にしたがって、ノズレットの最大数はその後決定される［１０］。等価の単一ノズルとＬ_ＭＮＧの両者のＬを知ることにより次式が得られる。
ｎ＝（Ｌ／Ｌ_ＭＮＧ）^２ 式（１１）
大きい数のノズレットの選択における他の利点は、結果としてローカルポート対ノズレット比を増加し、停滞領域を減少する可能性があり、結果的に熱の損失を最小にすることである。ポート面積は固体の推進剤または酸化剤および燃料の液体インジェクタの表面からノズルの喉部への熱いガスと燃焼粒子の断面積により規定される。最良の状態では、流動はその他の遠距離の流れのフィールドから妨害されずに、ノズルの喉部の音速へ収斂する。固体のロケットでは、（遠距離の流れ場に類似の）燃焼表面は変化し、開始線を規定する基準領域は漸進的に最初の燃焼表面から後退する。

当業者により認識されるように、燃焼表面は逆燃焼（burn-back）形態（即ち流動体がノズルを通って出るまで、ノズルの喉部に垂直である燃焼表面から直線で遠去かるように進行する場所）に常に限定されるわけではない。大抵は、燃焼表面は中心線に平行である。例えば、燃焼表面がほとんど内部または外部の丸い表面で生じているチューブの幾何学形状またはチューブの集合である。この場合、流動はノズル方向に加速される前に、直角で回転させられる。“逆燃焼”幾何学形状とは異なって、この場合のポートは燃焼表面と一致しない。代わりに、燃焼表面はチューブの内部表面とノズルに面するリングを足したものであり（外部表面はチャンバの圧力壁に結合されていることを仮定する）、ポートはノズルの喉部の方向へのその収斂路上でチューブを出る流動体の断面領域である。さらに複雑な推進剤幾何学形状（即ちワゴンホイール、デンドライト、チューブクラスタ等）では、ポート領域はその定義（即ち燃焼室の内部断面から障害領域を引いた領域）にしたがっている。

理想的なガスの考察から、ポート対ノズルの比は無限大になるべきである［７］。しかしながら実際には、１に近い値が最も普通である。ＭＮＧの幾何学形状におけるローカルポート対ノズルの比は単一のノズレットの貢献を指している。それ故、ノズレットの数が増加するときこの比は無限になることを観察することは容易である。

図６のＡ乃至Ｄは円形のノズルグリッドプレート16内の円形ノズレット22の４つの例示的な構成を示している。４つのうち、図６のＡは１９個のノズレットを有する最も緊密に詰められたグリッドを提供している。小さい円は各ノズレット22の出口直径42を表し、前述の式にしたがって計算されることができる。これらの式は例えば参考文献［１１］に規定されている図６のパターンＡを規定するための式のように当業者には他の目的で知られている。

好ましくは、ノズレット22のパターンは周辺ノズレット45の１以上のリングまたは層により囲まれている中心に配置されたノズレット43のコアを具備している。また、好ましくは中心に配置されたノズレットは安定性をロケットの飛行安定性に付加するために高い対称度を有している。さらに好ましくは、図６のＡ乃至Ｃに示されているように、ノズレットは六角形の構成に配置される。図６のＡに示されているように、ただ１つの中心ノズレットが存在し、１側面に３つのノズレットを有する六角形の構成になる。図６のＢに示されている図６のＡよりもダイヤモンド形である別の構成は、ダイヤモンド形のように対称性が低いが、本発明により依然として考察されている。図６のＣに示されている構成は、より一般的な三角形のノズレットパターンになる中心に配置されたノズレット43の三角形構成を有する。図６のＤの構成は図６のＡよりも方形である。

観察されることができるように、緊密に集合されたノズレットパターンを形成するための方法は実際的に緊密に実質的に詰められた多数のノズレットを有する。通常、中心に配置されたノズレットは図６のＢ乃至Ｄで見られるように、接触またはほぼ接触する形成で接触して整列されることができる。最大数の周辺ノズレットはポート領域47のノズレットの密度を最大にするために中心ノズレットに隣接して接触して位置されることができる。最も好ましくは、他の設計の考察が可能であるならば、ノズレットパターンは実質的にポート領域47に広がっている。

Ｃ_ｆの計算は参考文献［６］のセクション“Thrust and Thrust Coefficient”、58−63頁に詳細にされている式にしたがうことができる。チャンバ圧力（Ｐ_１）は一定であり、出口圧力は一連のＣ_ｆ、ε、Ｆを発生するために変化されることが可能にされている。質量流動速度ｗｄｏｔ（通常はテキストではｗの上に点を付して示し、多くはｌｂ／秒の単位を有する）は密度および燃焼時間に基づいた制約である。喉部面積Ａ_ｔ（ｉｎ^２）は設計されたノズル直径ｄを使用して計算される（Ａ_ｔ＝π・ｄ^２／４）。既知の出口領域では、Ａ_ｅ＝／Ａ_ｔは適切であるノズル膨張比（ε）を決定する。燃焼面積対喉部面積の比Ｋ_ｎも式１１−１３、384頁［文献６］に基づいて計算される。計算は手で行われることができるが、さらに便利にＭａｔｈｃａｄのような市場で入手可能なソフトウェアを使用して行われることができる。

多数の異なるノズル本体の使用に関する実際の設計は、マルチノズルグリッドとは反対に、初期のロケット工学以来使用されている。内部弾道計算に従事するロケットの科学者またはロケットハードウェアを設計した機械エンジニアは単一のノズルをマルチノズル設計に置換することにより貴重な全体の長さが節約されることに気づいている。これは特に発射チューブロケットで認知可能である。長さの節約は質量の節約または代わりに節約された長さを圧力チャンバに付加するために使用し、したがってロケットの全長を変更せずにロケットへより多くの推進剤を付加する選択肢を与える。

しかしながら、マルチノズル設計に対する体系的方法なしでは、質の悪い幾何学形状と質の悪い材料の選択は単一ノズル設計に対する代りとしては、多数の独立したノズル設計に対して重くて、効率が悪く、しばしば危険性があるという評判を与えた。図７および８はＭＮＧ構造に関してこの点を示している。図７のＡ乃至Ｃに示されているように、中心から離れたマルチノズル構成、即ちロシアで製造されたカチューシャ（図７のＣ）の周辺部近くの円形の１８個のノズル46からＭＫ72（図７のＡ）の４個のノズル46および多数の他のマルチノズル例までのようなマルチノズル）を有するロケットモータ44は中心から中心線48の離れたオリフィスへの流動方向の回転による損失を受ける。流動損失は流動方向の回転のために熱損失のように全体の効率を減少しない。ＳＲＭの熱は流動によって分散されるので、これはヘッドエンドの停滞ゾーン50からで、後端の喉部および、出口コーンならびにプルームまで中心線に集中される。

ＳＲＭの中心線に停滞ゾーン50を生成することによって、熱は圧力チャンバの尾部端部へ散逸する。図８を参照すると、マルチノズル設計のこれらの損失を防止するため、停滞領域50はノズルに近接して、好ましくはできる限り近接してノズレットを集合することにより最小にされる。同様に、マルチノズル挿入部に銅の溶浸タングステンを使用する多数の戦術ＳＲＭ構造は非常に重く、尾部を動かすためにミサイルの重心を増加する。重心の後方の移動は空気力学的安定性を減少するので所望の特性ではない。それと対照的に、最良の応力対密度比を有する合成材料または合成材料とセラミックとの組合せの使用は、ＭＮＧの熱保護における長期間の良好な解決策であるだけでなく、重心位置を前方に移動することにより空気力学的安定性を著しく改良する。

昔から、ロケット設計者はより長い距離を有する非常に大きい装置を迅速に形成するために共に集合した利用可能なロケットを使用している。集合設計はそれぞれ自分の燃焼室とノズルを有する別々のロケットからなる。この実用は恐らく１０００年前の中国の皇帝のために製造された最初のロケットのような古いものである。火力が高く長い距離が必要とされ、唯一の利用可能なものが小さい口径であったとき、集合は製造の妥協を表した迅速な解決方法であった。

ＭＮＧのように、集合体は多数の小さい口径のロケットを単一のユニットにする体系的な“パッケージング”である。多数の小さい口径のノズレットをＭＮＧの単一のユニットにする体系的なパッケージングは非常に類似している。ＭＮＧは単一の燃焼室を共有するので、集合体中の各個々のロケットの多数の小さい口径の燃焼室とは反対に、ＭＮＧの構造的な質量の節約は当業者により容易に認識される。計算ではｎ個のノズレットを有するＭＮＧは同じｎ個のロケットと、同一の材料と、全体的に類似している直径および推力レベルを有する集合体よりも軽量であることが示されている。

推進剤の密度に類似した密度を有する合成物および他の材料は通常、ロケットモータ構造に対して望ましい選択であり、その理由は優れた降伏応力対密度比の合成物が表されるだけでなく、結果としてミサイルの総質量減少特性を生じる効果のためである。本発明は任意の特定の降伏応力対密度比の限度により制限されない。むしろ激しい熱に反応して非常におよび／または許容不可能に（即ち１０％を超える程度に）腐食する材料の適応性により限定される。限定ではないが、合成物の降伏応力対密度比は３千から５百万ｌｂｆ／ｌｂｍの範囲であり、百万から１００，０００ｌｂｆ ｉｎ／ｌｂｍの範囲のステンレス鋼と比較して本発明に適しており、本発明の全ての応用で許容可能ではない。

通常、質量特性の専門家は、最良の空気力学的静的安定性のために重心の位置がノーズ方向へ前方に動くことを望んでいる。対照的に、ロケット工学では、全て重い尾部クロージャと推力ベクトル制御システムは重心の位置をさらに尾部方向へ（時には圧力の中心の後方へ）移動することによりミサイルを不安定にし、通常、ミサイルを安定させるための設計パラメータの妥協またはフィン等の補償装置の付加を必要とする。

ＭＮＧ技術は合成材料から作られることが好ましい。高価な機械加工の代わりに、大量生産の鋳造に類似のマトリックスが単一の部分で生じる。例えばＭＮＧを具備するＭＮＧプレートとその関連するケースは劇的に製造価格を減少する。材料は好ましくは多数のひだを有する編込まれた織地の挿入を有するか有しないガラスまたはグラファイトで強化されたフェノール合成材料である。長期間の動作では、重いセラミックまたは金属の薄層を合成マトリックス上に真空のプラズマスプレーすることによって非常に長い燃焼時間を含めた有効な性能特性を与えることができる。以下の表１に示されているように、ニオビウム化合物を含むか、例えばコロンビウムＣ１０３のようなニオビウムで処理された材料は非常に長い燃焼時間を与えることができる。

わずか１／４インチの厚さのＭＮＧプレートを有する短い撚線で強化されたフェノール合成材料のトランスファーモールドは安全に５秒間継続することが示されている。モータ直径と、チャンバ圧力と、燃焼温度に応じて、２インチの厚さのＭＮＧプレートの使用は動作時間を１０秒を超えるように延長できる。この時間限度を超えて、喉部に挿入された多数のひだのグラファイトが編込まれた織地を有するトランスファーモールドはノズルの腐食を３％まで減少する。４０秒を超えると、それぞれの個々のノズレット収斂コーンに対するセラミックの挿入はトランスファーモールド（ＲＴＭ）プロセスの開始前に、マトリックス中のフェノール含浸グラファイトの編込まれた織地上に位置されることができる。その代わりに炭素−炭素マトリックスとセラミック−炭素（Ｃ／ＳｉＣ）合成材料［11、12、13］が全体のＭＮＧプレートを別々に製造するか圧力チャンバの一体化部分として製造するために使用されることができる。３６から５６秒間行われた試験は、幾つかのノズル腐食を有する許容可能な結果を示した［文献11、228頁］。１８００ｐｓｉの動作圧力と２３００゜Ｆの温度においてコロンビウム合金Ｃ１０３を使用した宇宙開発用のロケットモータは明らかな劣化がなく９００秒間を超えて動作することが報告された。さらに最近の研究では１５００ｐｓｉと３００ケルビンの動作温度での試験材料が腐食せずに２１秒間の動作を示したことが報告されている［13］。

セラミック化合物はシリコンベースであり、高温用で例外的な耐性を有する。本発明の実施で利用可能な多くのセラミックは過去数十年間に極超音速飛行に値するコンポーネントを開発するように努力した期間に開発され、本発明で使用される化合物の適合性はこのような開発に関する出版文献から報告されることができる。幾つかのセラミック化合物は１つの特性または別の特性を強化するために炭素、ジルコニウムおよびアルミニウムのような金属で濃縮されている。幾つかのセラミックの密度はやや化合物よりも高いが、依然として金属の密度よりも非常に低く、それらが依然として本発明の実施に適している。重い金属のセラミック（即ちレニウム、炭化タンタル、炭化ハフニウム、ホウ酸ハフニウム、窒化ハフニウム）はこれらの材料の特性の幾つかの利点を得るために低い密度の材料上に真空プラズマスプレー[14]のプロセスにより薄層に付着されることができる。セラミックのモールド焼結製造方法はノズレットの収斂挿入部を大量生産するための別の選択肢である［11、12、13、15］。

代わりに、本発明のマルチノズルグリッドは適切な材料のノズレットを形成し、それらをプレート中に埋設し、または当業者に知られている方法によってそれらをアレイに組立てることにより生成されることができる。しかしながら、このような設計は特定の応用の応力に耐えるため必然的に最終的な商品の能力を考慮しなければならない。例えばロケットに関して、アセンブリは噴射される推進剤の熱および圧力に耐えなければならない。

表１は固体ロケットの燃焼状態に露出されるときの幾つかの異なる材料の相対的な耐久性を示している。

適切な材料はＣｅｒａｍｉｇｈｔ ＥＮＶＩファイバで補強されたセラミックマトリックス合成モデルラインからのＣｅｒａｃｏｍから得られることのできるファイバ強化されたセラミックマトリックス合成材料を含むことができる。このような製品は２Ｄまたは３Ｄのファイバの織地を有することができ、ＳｉＣ_ｆ／ＳｉＣ、ＳｉＣ_ｆ／ＳｉＣ＋Ｓｉ、Ｃ_ｆ／ＳｉＣおよびマトリックスＨｆＣ、ＨｆＮ、ＴａＣ、Ｂ_４ＣＦから作られることができるがそれらに限定されない。Ｃｅｒａｃｏｍから入手可能な他の適切な材料はＣＥＲＡＭＩＧＨＴブランドで販売されているセラミック合成物を含んでいる。ＣＥＲＡＭＩＧＨＴ材料は２０℃で１８０ＭＰａを超え、１５００℃で１４０ＭＰａを超え、２０００℃で８０ＭＰａを超える屈曲強度を有することができる。

推進剤の組成中に存在する成分を有する合金の選択に関して、次の注意を指摘する。これらの成分がノズルを通り、流動体中に導入されるとき、選択された合金の溶解温度は実質的にその仕様の溶解温度よりも低い。グラファイトノズルの挿入を支持する尾部クロージャの合金が溶解したために単一のノズル構造が故障したケースはこの問題の先例である。例えば、推進剤の化合物中のマグネシウムは静止試験期間にステンレス鋼の合金の溶解に貢献し、またはアルミニウム化された合成推進剤はアルミニウム合金から製造されたノズルが使用された場合と同一のことを行うことができる。

前述の説明は特にロケットモータに関するものであるが、前述の知識はタービン（即ち同軸のマルチスプールタービン）のＭＮＧ応用と、超音速燃焼ＲＡＭジェット（ＳＣＲＡＭジェット）に有効である。これらのさらに別の実施形態は、固体のロケット推進に加えて、熱伝導，流体力学，コンパクトな幾何学形状、構造的な考察がこれらの分野で同様に応用可能であるために、ＭＮＧ設計［文献１］を使用することができる他の技術が存在することを示している。

例１−プルームの短縮
初期の静的研究は、非常に短い（１０ミリ秒）ために合理的な燃焼時間（即ち１２０秒）で動作する証明された技術を考慮することができない実験期間中の燃焼時間だけを支持する。しかしながらこれらの試験は、付加された摂動が燃焼効率を増加し、“スリバリング（割れ）”を除去しながら、使用する多数のノズルが１４の係数だけ全体的なノズルの長さを節約し、５の係数だけノズルの重量を節約することを示しており、燃焼する固体推進剤の現象は割れまたはノズルからの流れの吐出を生じる。シュリーレンの写真は、観察された排気プルームがドイツのＭＮＧ風胴により証明されたものよりも迅速な摂動減衰を有し、これが推進応用で有効であることを示した。

例２−高い噴射口速度
マルチノズルグリッドを使用するさらに別の研究は例１で見られた利点を引き続き証明した。例２の研究は固体の推進ロケットエンジンの部分としてステンレス鋼から形成される２０１個のノズレットを有するマルチノズルグリッドを使用した。ノズルの長さ（１４：１）とノズルの重量（５：１）は実用の単一ノズルと比較して劇的に減少された。例２のＭＮＧの戦術ブースターモータは１４，６００ｐｓｉの圧力で動作され，図３に示されている。例２のＭＮＧは図４の説明と関連して説明した実際の単一ノズルによる通常の構造よりも３０％を超える高い噴射口速度までミサイルをブーストした。

例３−熱伝導試験
例１のＭＮＧ風胴を通る低温の流動体とは異なり、ロケットモータのホットファイヤ試験中のロケットチャンバ中の熱伝導効果を示した。ロケットにおける放射状の熱分散特性（即ち中心線で最も高温で、周辺で最も低温）のために、ＭＮＧロケットプルームは単一のノズル構造のプルームに非常に類似し、一般的なマルチノズル構造のプルームとは異なることが認められた。これらの試験の結果は熱および流動損失の両者を最小にするために通常のマルチノズル構造の停滞領域を減少する必要性を証明し、ＭＮＧ手順はこの要件を満たしていることを示している。例えば、設計者が４つのノズル構造を選択し、これらを間隔を隔てて配置するとき、高い流動および熱損失が尾部クロージャ−の中心の大きい停滞領域のために生じる。ＭＮＧ手順はこれらのノズルを密に集合し、停滞ゾーンとその結果生じる熱および流動損失を減少することを必要とする。

ＭＮＧを有するＳＲＭの３つの構造が試験されて良好な結果が得られた。３つの全てのベースプレートは短い撚線のファイバガラスで強化されたフェノール合成物から製造された。最初に、ベースプレートを固定するための手段を有する環状のステンレス鋼ホルダが設けられた。試験された構造の１つはマルチノズル構造と比較するためにベースラインとして作用する単一のノズル構造であった。２つのマルチノズル構造もまた試験され、その一方は７個のノズレットを有し、他方は１９個のノズレットを有していた。行われた試験の代表的な最大の動作圧力は約３秒の燃焼時間で約６００ｐｓｉであった。１、７、１９個のノズレットエンジンの物理的構造が図９のＡ−Ｂ、図１０のＡ−Ｂ、図１１のＡ−Ｂでそれぞれ正面および側面図で与えられている。

試験データの解析は７と１９個のノズレットのＭＮＧ構造の出口圧力が単一のノズル設計で予測されるよりも高いことを示した。この発見はプレートの厚さとノズレットの数に相関されていた。例えば１９個のＭＮＧ構造の出口圧力はその膨張比と幾何学形状（表２参照）に基づいて、単に８．８５ｐｓｉであると予測された。代わりに３０．３５ｐｓｉが記録された。単一のノズルのわずか３．８５ｐｓｉの低い出口圧力は流動体分離を示し、典型的にノズルのないオリフィスの“縮流部”で記録された低い推力係数（１．２２）を説明する。それと対照的に、１９個のＭＮＧ構造の推力係数（１．５７）は約３０％高い。

３つの幾何学形状の試験後の比較が行われ、膨張比、長さ、温度が検査された。その結果を表３に示す。薄い磨耗層は全ての３つのケースでノズルまたはノズレットの発散部分の露出表面で明白であった。最も顕著な磨耗層は単一のノズルの場合に観察された。磨耗層は（周辺と中心の両者において）各ノズレットで一貫し、均一であることが観察された。１９個のノズレット構造の場合、中心のノズレットは増加した磨耗を受けるようである。相対的なベースでは、１９個のＭＮＧのベースプレートは７個のノズレットの対応部分の質量よりも約２０％軽く、単一のノズル設計よりも７０％軽量であった。

前述の説明から、多数の変更および変形が本発明の優れた概念の技術的範囲を逸脱せずに実施されることができることが観察されよう。説明した特別な実施形態に関する限定を意図せず、または意味しないことが理解されるであろう。説明は特許請求の範囲の技術的範囲内に含まれる全てのこのような変形を特許請求の範囲によりカバーすることを意図している。

他の構造が後に開発され、それは８個のノズルを含んでいる。これは試験され満足な結果が得られた。

ここで示した各特許明細書および文献は参考文献である。文献“ａ”と“ａｎ”の使用は１以上を含むことを意図している。

［参照］
他の出版物
［１］Parkhurst, R.C., Holder, D.W., “Wind Tunnel Technique”, London, Pitman,1952.
［２］Sadeh, W.Z.とSaharon, D.B., “Turbulence Effect on Laminar Separation on a Cylinder in Crossflow”, AIAA-87-0361, Reno, Nevada, Jan. 12-15, 1987.
［３］Chasman D., “The Effect of Turbulence on Flow past a Circular Cylinder at Subcritical Reynolds Numbers”, Master thesis, Colorado State University, Ft. Collins, Colorado, 1982年３月.
［４］Seifert, H.とSummerfield, M.,“Space Technology”, H. Siefert ed. 14-26頁, N.Y., John Wiley and sons, Inc., 1959.
［５］Zucrow, M.J., “Aircraft & Missile Propulsion”, Volume II, N.Y., John Wiley & Sons, Inc., 1958.
［６］Sutton, G.P., “Rocket Propulsion Elements”, 6th Edition, N.Y., John Wiley & Sons, Inc., 1992.
［７］Zucrow, M.J., “Aircraft and Missile Propulsion”, Volume I, N.Y., John Wiley & Sons, Inc., 1958.
［８］Hill, P.G., Peterson, C.P., “Mechanics and Thermodynamics of Propulsion”, Addison-Wesley Publication Company.
［９］Shapiro, A.H.,“The Dynamics and Thermodynamics of Compressible Fluid Flow”, Volume I, N.Y., The Roland Press Company, Inc., 1953.
［10］Chasman, D., “New Design Criterion for Solid Rocket Motors”, Technical Note, Journal of Propulsion, Vol.1, 168-72頁, Washington DC, 2001年１月.
［11］Oberg, E., Jones, F.D.とHorton, H.L., “Machinery’s Handbook”, 23rd Edition, 66頁.
［12］Ellis, R.A.とKearney, W., J., “Cylindrical Carbon-Carbon ITE (7-in. Billet Program)”, AFRPL TR-83-057, Edwards AFB, California, 1983年11月.
［13］Suhoza, J., P.とGage, M., L., “Evaluation of Carbon-Carbon for Space Engine Nozzles, Phase II”, NAS8-37684, NASA, MSFC, 1991年２月.
［14］Uhrig, G.とLarrieu, J.M., “Towards an ALL Composite SCRAMJET Combustor”, AIAA 2002-3883, 2002年７月.
［15］Gross,J.A., Leonhardt, T.A.とHamister, M.J., “Rhenium Nozzle Throat Performance in a High-Pressure, Reduced-Smoke End-Burning Motor”JANNAF, San Antonio, Texsas, 2002年.
［16］Lacosta, M., Lacombe, P., Joyez, P., SEPとEllis, R.A, Lee, J.C., Payne, F. M., Pratt&Whitney, “Carbon-Carbon Extendible Nozzles”, IAF-97-S.2.04, Turin, 1997年10月.
［17］Timoshenko, S.P.とGere, J.M., “Theory of Elastic Stability”, 2nd Ed., McGraw-Hill, New York, 1961.

本発明を実施しているミサイルの下部斜視図と、本発明を実施している平面のグリッドプレートの断面図。 本発明を実施しているロケットモータの下部斜視図。 本発明を実施している凸面のグリッドプレートの断面図。 異なる長さの単一ノズルの可変効率レベルを示している単一ノズルの斜視図。 ノズルの規定に使用される多数のパラメータを示している単一ノズルの概略図。 ノズルの中心に配置されたパターンを与えるために１つの円内に複数の円を配置した図。 従来技術の通常の多数のノズルの配置を示す図。 本発明のノズレット配置を示す図。 試験された１個のノズル構造の上面および側面の概略図。 試験された７個のノズレット構造の上面および側面の概略図。 試験された１９個のノズレット構造の上面および側面の概略図。

Claims (19)

1. 複数の緊密に集合されたノズレットを有するグリッドプレートを具備し、グリッドプレートのノズレットは加圧されたガスを効率的に膨張するために加圧されたガスソースへ動作可能に結合するように構成されているジェット推進出力装置。
2. グリッドプレートは、ガラスで強化されたフェノール合成材料、グラファイトで強化されたフェノール合成材料、短い撚線で強化されたフェノール合成材料、ファイバで強化されたセラミックマトリックス合成材料、セラミック合成材料からなるグループから選択された材料から作られている請求項１記載のジェット推進出力装置。
3. ノズレットは１よりも大きいポート対ノズレット比を有するパターンで配置されている請求項１記載のジェット推進出力装置。
4. ノズレットは１２０秒間に１４，０００ｐｓｉの圧力と２０００℃の温度を有するガス流を通過させた後、実質的に無傷の状態である材料から作られている請求項１記載のジェット推進出力装置。
5. ノズレットは複数の周辺ノズレットにより囲まれている少なくとも１つの中心に配置されたノズレットを有し、複数の周辺ノズレットはそれぞれ少なくとも１つの中心ノズレットと少なくとも２つの他の周辺ノズレットとに接触している請求項１記載のジェット推進出力装置。
6. ノズレットは、加圧されたガスがノズレットを通過されるとき、パターンが実質的に停滞したゾーンがなく、加圧されたガスが流動方向の回転を受けないようなパターンで配置されている請求項１記載のジェット推進出力装置。
7. ノズレットの収斂部分が４８゜よりも小さい角度で収斂し、ノズレットの発散部分が３０゜よりも小さい角度で発散する請求項１記載のジェット推進出力装置。
8. ガスを通過させるノズレットグリッドの構成方法において、
   設計パラメータを与え、
   その設計パラメータに基づいて、必要とされるプレートの厚さを決定し、
   等価の単一ノズルの幾何学形状を決定し、
   緊密に詰込まれた構造のノズレットを形成するように幾何学形状パターンを規定し、
   ノズレット数を選択するステップを含んでおり、
   ノズルグリッドの構成は、幾何学形状パターンで配置されている等価の単一ノズルの幾何学形状を備えた複数のノズレットを有している必要とされる厚さのプレートを規定しているノズレットグリッドを構成する方法。
9. 設計パラメータはノズレットグリッドへのガスの供給に関連する機械的および熱的応力と、材料の材料特性に関するパラメータを含んでいる請求項７記載の方法。
10. 幾何学形状パターンは、加圧されたガスがノズレットを通過するとき、規定されたプレートが実質的に停滞ゾーンがなく、ガスが流動方向の回転を受けないようなパターンである請求項７記載の方法。
11. 改良された空気力学的安定性を有するミサイルにおいて、
    ペイロードおよび推進剤と、
    エンジン中の停滞ゾーンを減少するパターンで配置された複数のノズレットを有するプレートを具備しているエンジンとを具備し、
    ペイロードと、エンジンと、噴射されない推進剤との重心であり、エンジンから間隔を隔てられている重心を有し、
    空気力学的圧力の中心は重心よりもエンジンの近くに位置されているミサイル。
12. エンジンは同一の材料から作られている等価の単一ノズルエンジンに比べてさらに前方に重心を有している請求項１１記載のミサイル。
13. ミサイルにおいて、
    ペイロードと、加圧されたガスであることができる推進剤と、
    複数の緊密に集合されたノズレットを有するグリッドプレートを有するエンジンとを具備し、グリッドプレートのノズレットは加圧されたガスを効率的に膨張させるために加圧されたガスソースに動作可能に結合するように構成されているミサイル。
14. エンジンは同一の材料から作られる等価の単一ノズルエンジンの質量よりも小さい質量を有している請求項１３記載のミサイル。
15. グリッドプレートはガラスで強化されたフェノール合成材料、グラファイトで強化されたフェノール合成材料、短い撚線で強化されたフェノール合成材料、ファイバで強化されたセラミックマトリックス合成材料、セラミック合成材料からなるグループから選択された材料から作られている請求項１３記載のミサイル。
16. ノズレットは１２０秒の期間に１４，０００ｐｓｉの圧力と２０００℃の温度を有する加圧されたガスを通過させた後、実質的に無傷の状態である材料から作られている請求項１３記載のミサイル。
17. 複数の周辺ノズレットにより囲まれている少なくとも１つの中心に配置されたノズレットを有し、複数の各周辺ノズレットは少なくとも１つの中心ノズレットと少なくとも２つの他の周辺ノズレットとに接触している請求項１３記載のミサイル。
18. ノズレットは加圧されたガスがノズレットを通過するとき、パターンが実質的に停滞したゾーンなく、加圧されたガスが流動方向の回転を受けないようなパターンで配置されている請求項１３記載のミサイル。
19. ノズレットの収斂部分は４８゜よりも小さい角度で収斂し、ノズレットの発散部分は３０゜よりも小さい角度で発散している請求項１３記載のミサイル。

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