JP2010528212A - 一体型複合ロケットモータドーム／ノズル構造 - Google Patents

Abstract

一体型複合ロケットモータノズル（１００）。新規ノズル（１００）は、第１の補強材料の第１の層（１１０）と、第２の補強材料の第２の層（１１２）と、第１および第２の補強材料（１１０、１１２）と、マトリクス材料（１１６）とが、単一の一体型複合構造を形成するように第１および第２の補強材料（１１０、１１２）を取り囲む共通のマトリクス材料（１１６）とを含む。実例となる実施形態において、第１の補強材料（１１０）は、構造上のサポートを提供するためのグラファイト繊維を含み、第２の補強材料（１１２）は、第１の層（１１０）の第１の側に対して断熱を提供するためのガラスまたは石英の繊維を含む。ノズル（１００）は、第１の層（１１０）の第２の側に対して断熱を提供するための第３の補強材料の第３の層を含んでもよい。好ましい実施形態において、第１の層（１１０）は、一体化されたドームおよびノズル構造を形成するように成形される。

Description

同時係属中の出願への参照

本出願は、２００７年５月２１日に出願された米国仮出願第６０／９３１，０９１号の利益を主張し、その開示は、全体として参照によりここに組み込まれている。

発明の背景

発明の分野
本発明はミサイルおよびロケットモータに関する。より詳細には、本発明は、ロケットモータのノズルに関する。

関連技術の説明
ロケットモータは一般に、固体または液体の推進剤の燃焼によって発生される高温の排気ガスを、ノズルを通して噴出することによって推力を生成する。高温ガス（または液体またはプラズマ）の排気は、燃焼室から狭い開口（または、“スロート”）を通ってノズルに抜け出る。ノズルは、ガスを膨張および加速させ、熱エネルギーを運動エネルギーに変換するように成形されている。ガスが膨張するとき、ガスは、ノズルの壁に対して圧力を及ぼし、ガスが１つの方向に加速する間に、反対方向にミサイルを押し進ませる。

ミサイル推進機体技術は今日、一般には、熱保護、主要機体、およびサブコンポーネントアセンブリ機能のための多数の特別使用の積層物とともに製造される、別々の金属強化ドームおよびノズルのアセンブリに依拠する。典型的なドーム／ノズルのアセンブリは、いくつかの絶縁層を加えた、アルミニウムまたはスチールのような金属から通常製造される、構造上のサポートを提供する構造シェルを含む。排気プルームの温度は、約華氏５０００度まで達することがあり、それは、ドーム／ノズルのアセンブリの構造シェルを形成するために従来より使用される材料の融点よりもはるかに高い。ドームおよびノズルが溶解することを防ぐために、金属シェルは一般に、シリカ、ガラスまたはカーボンフェノールのような、高い融点の絶縁材料、および／または、制御された方法で腐食するように設計されたアブレーション材料、のうちの１つ以上の層によって保護されている。

最も高い温度の負荷にさらされるノーズスロートエリアは一般に、カーボンカーボンのような非常に高い融点の材料から製造される絶縁層を含む。しかしながら、カーボンカーボンは、非常に低い熱膨張係数（ＴＣＥ）を有する一方で、金属のシェルは非常に高いＴＣＥを有する。それゆえに、大きなＴＣＥの差により、熱せされるときに結合が壊れることがあることから、カーボンカーボンの絶縁体を直接スチールのシェルに結合できない。それゆえに、異なるＴＣＥを有する材料のいくつかの層が、一般に、ＴＣＥが徐々に増加するように絶縁体とスチールのシェルとの間に配置される。

しかしながら、これらの複数の絶縁層は、極度の熱負荷にさらされるときに、ばらばらになる複数の付着接合部を結果として生ずる。このことは、パルスロケットモータに対して特に問題になる。パルスロケットモータは、バリアーによって分離される、推進剤の複数のセグメントを含む。各セグメントは、推進剤が燃やれないセグメント間の期間（ミサイルが惰力飛行する間）に個々に点火される。パルスロケットモータは、航続距離および効率の増加を提供できるが、一般には、ロケットモータのノズルに対して、増加した熱応力を生成させる。推進剤のセグメントが燃やされた後、排気からの熱が、ドーム／ノズルのアセンブリの複数の層を通して拡散し、付着接合部を弱める。従来の非パルスモータにおいては、ノズルはもはや必要とされないことから、このことは通常許容でき；ノズルは単一の燃焼期間の間に完全な状態のままであることだけを必要とする。しかしながら、パルスモータにおいては、ドーム／ノズルのアセンブリは、１つ以上の追加の燃焼期間を通して構造上の完全性を維持しなければならない。従来のドーム／ノズルのアセンブリにより、このことを達成することは非常に困難であり得る。

さらに、従来のロケットモータの後部機体に見出される異なる材料との、複数の積層物のインターフェースは、推進点火および燃焼の間に熱衝撃能力を達成するために、厚い付着接合部、ｏリング、ガスケットおよびシールを必要とし、それらはすべて、かなりの手仕事、構造上の重量、アセンブリのコストおよび複雑さを伴う。

したがって、熱性能の向上、より少ない構造上の重量、および以前のアプローチよりも少ない製造コストを提供する、ロケットモータノズルの向上に対する技術的必要性が存在する。

技術的必要性は、本発明の一体型複合ロケットモータノズルによって対処される。新規なノズルは、第１の補強材料の第１の層と、第２の補強材料の第２の層と、第１および第２の補強材料とマトリクス材料とが、単一の一体型複合構造を形成するように、第１および第２の補強材料を取り囲む共通のマトリクス材料とを含む。実例となる実施形態において、第１の補強材料は、構造上のサポートを提供するためのグラファイト繊維を含み、第２の補強材料は、第１の層の第１の側に対して断熱を提供するための、ガラスまたは石英の繊維を含む。ノズルはまた、第１の層の第２の側に対して断熱を提供するための、ガラス繊維のような第３の補強材料の第３の層を含む。好ましい実施形態において、第１の層は、一体化されたドームおよびノズル構造を形成するように成形され、共通のマトリクス材料は、ビスマレイミド、シアン酸エステルまたはポリイミドのような高温樹脂である。

図１は、本発明の実例となる実施形態にしたがって設計されるロケットモータノズルを有する、実例となるミサイルの簡略図である。 図２は、従来のドームおよびノズルのアセンブリの立体図である。 図３は、従来のノズルの断面図である。 図４ａは、本発明の実例となる実施形態にしたがって設計される、一体化されたドームおよびノズル構造の断面図である。 図４ｂは、本発明の実例となる実施形態にしたがって設計される、ドームおよびノズル構造の異なる繊維層の簡易図である。

発明の説明

本発明の有利な教示を開示する添付図面に関連して、実例となる実施形態および例示的な応用をこれから説明する。

特定の応用のための実例となる実施形態に関して、本発明をここで説明するが、本発明は、それに限定されないことを理解すべきである。当業者およびここで提供される教示にアクセスする者は、本教示の範囲内での、追加の修正、応用および実施形態、ならびに本発明がかなり有用となる、追加の分野を認識するだろう。

図１は、本発明の実例となる実施形態にしたがって設計されるロケットモータノズル１００を有する、実例となるミサイル１０の簡略図である。実例となるミサイル１０はミサイル胴体１２を含み、ミサイル胴体１２は、ターゲットの位置を突き止めるセンサー１４と、ミサイル１０をターゲットの方に誘導する誘導システム１６と、ミサイル１０の航続距離を増加させる推力を提供するロケットモータ１８とを収容する。ロケットモータ１８は、推進剤２２で満たされた燃焼室を含み、推進剤２２は、誘導システム１６によって制御される点火器２４により点火される。

ロケットモータ１８はまた、新規な一体化されたドームおよびノズル構造１００を含む。ドーム／ノズル構造のドーム１０２の部分は、推進剤２２の燃焼によって発生された排気ガスを、燃焼室２０から狭いスロート１０４を通って、ノズル１０６から出て行かせ、ノズル１０６は、ガスを膨張および加速させるように成形されており、結果としてミサイル１０に対して推力を提供する。本教示にしたがうと、ドームおよびノズル構造１００は、単一の高温樹脂システムによって一体化して製造されるが、機体の連続性、構造上の強度、および熱アブレーション特性に対して異なる繊維を有する。従来のドームおよびノズルのアセンブリと対比して、本発明のドームおよびノズル構造１００は、複数の機能を実行できる単一の複合構造である。

図２は、従来のドームおよびノズルのアセンブリ３０の立体図である。従来のドームおよびノズルのアセンブリ３０は一般に、別々のドーム３２およびノズル３４を含む。ノズル３４のスロートは、ドーム３２にねじ込まれ、ドーム３２は、（燃焼室を収容する）後部ミサイルケーシング１２に固定される。従来のドーム３２およびノズル３４は、互いに結合されるいくつかの異なるタイプの材料から組み立てられ、いくつかの異なるタイプの材料は一般に、構造上のサポートを提供するための金属シェルと、絶縁を提供するための、シリカ、ガラスまたはカーボンフェノール、の層とを含む。これらの異なるタイプの材料は、ドームおよびノズルのアセンブリが、排気プルームによって発生される高熱衝撃に耐え抜くことができるような方法で層状に積み重ねられなければならない。

図３は、存在する多数の層を示す、従来のノズル３４の断面図である。示すように、従来のノズル３４は通常、スチールシェル３６と、高温の排気から金属シェル３６を保護する（スチールはすぐれた構造上の強度を提供するが、比較的低い融点を有する）多数の絶縁層とを含む。例示的なノズル３４において、ノズル３４の出口円錐体部の内部は、推進剤の燃焼絶縁のために、シリカ、ガラスまたはカーボンフェノールから製造されるライナー３８を含む。ドームはスチールシェル４０と、内部絶縁体４２と、外部絶縁体４４とを含む。最も高い温度の負荷にさらされる、ドームとノズルとの間のスロートエリアは、カーボンカーボンのような、非常に高い融点の材料から製造される絶縁インサート５０（すぐれた絶縁を提供するが、乏しい構造上の完全性を有する）を含む。カーボンカーボンとスチールとの間にＴＣＥの大きな差があることから、ノズル３４はまた、スロートインサート５０と金属シェル３６および４０との間のＴＣＥの中間値を有する、いくつかの材料の層（５２、５４、５６および５８）を含み、それにより、ＴＣＥは、インサート５０のＴＣＥから金属シェル３６および４０のＴＣＥに徐々にステップアップする。隣接する層の間のＴＣＥの差が非常に大きい場合、層の間の結合が破綻し、ノズル３４をばらばらにさせる。

図４ａは、本発明の実例となる実施形態にしたがって設計される、一体化されたドームおよびノズル構造の断面図である。新規なドームおよびノズル構造１００は、共通の樹脂（または他のマトリクス材料）により共硬化される異なるタイプの繊維（または他の補強材料）から組み立てられる単一の複合コンポーネントである。

図４ｂは、ドームおよびノズル構造１００の異なる繊維の層のクローズアップを示す簡易図である。各繊維層は、異なる機能を提供する。実例となる実施形態において、ドーム／ノズル構造１００は、構造上の強度を提供するための第１の繊維層１１０と、構造１００の内部に対して推進剤の燃焼からの絶縁を提供するための第２の繊維層１１２と、構造１００の外部に対して絶縁を提供して、ノズル１００の近くに位置している任意の電子機器または他のコンポーネントを保護するための第３の繊維層１１４との、３つの層を含む。共通の樹脂１１６が、繊維１１０、１１２および１１４を取り囲み、単一の一体型複合構造を形成する。図４ｂにおいて、繊維１１０、１１２および１１４は、簡単にするために平行な配列に向けられるように示されている。繊維１１０、１１２および１１４は、本教示の範囲から逸脱することなく、異なる方向に向けられていてもよい。

好ましい実施形態において、第１の繊維層１１０は、ドーム部分１０２と、スロート部分１０４と、ノズル部分１０６とを含む、一体化されたドームおよびノズル構造を形成する。ドーム部分１０２は、燃焼室から排気ガスを受け取り、それを、スロート部分１０４を通してノズル部分１０６の外に向ける。本教示を適用して、別々のノズルまたは別々のドームを組み立ててもよいが、一体化されたドームおよびノズル構造は、より良い構造上の頑強さだけでなく、コストの減少を提供するはずである。実例となる実施形態において、第１の層１１０は、グラファイト繊維、または主要な負荷伝達能力を提供するのに適した、他の任意の繊維材料から製造される。

第２の層１１２は、構造１００の内部において、第１の層１１０のすぐ隣に配置される。実例となる実施形態において、内部層１１２は、ガラスまたは石英の繊維のようなアブレーション絶縁材料から製造される。第３の層１１４は、構造１００の外部において、第１の層１１０のすぐ隣に配置される。実例となる実施形態において、外部層１１４は、ガラス繊維の絶縁層である。

繊維層１１０、１１２および１１４のすべては、同じ高温樹脂システム１１６によって取り囲まれており、高温樹脂システム１１６は、例えば、ビスマレイミド、シアン酸エステル、ポリイミドまたはフタロニトリルであってもよい。いったん共通の樹脂１１６が３つの層１１０、１１２および１１４の間で使用されると、それらは、より大きな一体化および完全性のために軸対称シェルとして共硬化できる。したがって、たとえドームおよびノズル構造１００が、異なる性能を提供している異なる層１１０、１１２および１１４を含んでいても、（それらは共通の樹脂を有することから）それらは、構造全体にわたって類似のＴＣＥを有する一体型複合構造に形成され、熱衝撃によりばらばらになるかもしれない任意の付着接合部を有さない。

多数の産業上の製造技術を使用して、本教示にしたがって設計される複合ドームおよびノズル構造１００を製造することができ、それらの製造技術は、自動化されたフィラメントワインディング、テープワインディング、樹脂注入成形法、テープ配置プロセス、手動配置およびオートクレービングを含む。ドーム／ノズル構造１００の軸対称は、それを、プリプレグテープ（樹脂を予め含浸させた繊維）を構造の内部型に巻きつかせる非常に安価な複合製造技術である、フィラメントワインディングに特に適したものにする。内部絶縁層１１２が最初に所望の厚さに巻かれ、構造層１１０および外部絶縁層１１４が後に続く。結果として生じる構造は硬化され、一体型複合構造が形成される。本教示から逸脱することなく、他の製造技術を使用してもよい。

繊維層１１０、１１２および１１４は、均一の厚さであることを必要としない。例えば、スロートエリアにおけるより高い温度の負荷に対処するために、この領域においてグラファイト層１１０および内部絶縁層１１２の両方の厚さを増加させるように、層の厚さを変えることが望ましいかもしれない。

ドームおよびノズル構造１００はまた、スロートエリアにおいてより多くの絶縁体を加えるために、追加のスロートインサート１１８を含んでいてもよい。スロートインサート１１８は、より大きなハードウェアの一体化およびインターフェースの適合性のために、製造中にドーム／ノズル構造１００とともに所定の位置に共硬化してもよい。代わりに、スロートインサート１１８は、間接的に結合してもよく、複合構造１００にねじ込んでもよく、または（排気ガスがドームからノズルの方に流れることから、）ドーム方向により大きな直径をスロートインサート１１８が有し、スロートインサート１１８がスロートからはずれることを防ぐように、図４ａ中で示すように二重の直径の設計によって所定の位置に保持されてもよい。好ましい実施形態において、スロートインサート１１８は、金属、高温セラミックまたは耐火性材料でコーティングされたカーボンカーボンから製造される。スロートインサート１１８は、最大の構造上のサポートのためのグラファイト層１１０と接触するように位置付けられるべきである。カーボンカーボンは、グラファイトのＴＣＥとほとんど同じＴＣＥを有することから、スロートインサート１１８と構造層１１０との間に複数の層を加える必要はない。

ドームおよびノズル構造１００はまた、構造１００をミサイル胴体１２に取り付けるためのいくつかのメカニズムを含んでいてもよい。図４ａの実例となる実施形態において、構造１００は鍵１２０を含み、鍵１２０は、ドーム／ノズル構造１００の回りを滑り、ミサイルケーシング１２中のスロットによって構造１００を所定の位置にロックするリングである。代わりに、ドームおよびノズル構造１００は、構造１００をケーシング１２上の嵌合ねじにねじ込むためのねじを含んでいてもよく、または構造１００は、ボルトによってケーシング１２に固定してもよい。ドーム／ノズル構造１００をミサイル胴体１２に取り付ける他のメカニズムを使用してもよい。

図４ａの実例となる実施形態において、ドームおよびノズル構造１００は、簡単な固定ノズル設計を有していてもよい。本教示の範囲から逸脱することなく、浸漬ノズル、伸展式ノズル、可動式ノズル、または（ドームとノズルとの間に）送風管を有するノズルのような他のノズル設計に対して本教示を適用してもよい。ミサイル生産に対する実質的なコストの節減は、本教示にしたがって、ノズルを有するドームと、熱保護システムとを一体化することによってもたらされてもよい。二次的なプロセスの削除や、共通の機能の合併や、製造ステップの統合は、生産を簡単にする。重複が削除され、機体の性能がより頑強であり、製造がより経済的で、効率的であり、複数の生産プログラムに対する検査および物流要求を最小にする。以前の金属のアプローチに対する利点は、複合材料製造技術を利用する、製造の単純化および部品の合併の結果として、構造上の性能の向上と軽量化とを含む。

本発明の一体型ドーム／ノズルの複合構成はまた、従来技術において一般に見出されるものよりも、ロケットモータのプルームの推力に対して、より厳しい角度のアセンブリの許容範囲を可能にする。二次的に結合される多数の物理的接続機構（例えば、ファスナ。ねじが切ってあるインターフェースなど）および積層材料が必要である、複数のハードウェアの製造およびアセンブリ要求により、角度の許容範囲を維持することが困難であり、費用がかかる可能性がある、従来のノズルおよびドームに関して、これは大きな問題であることが多い。高角度の推力の調整不良は一般に、より少ない抵抗損失を導入する制御作動システムからの空力トリム能力と、ロケットモータのエネルギーを抽気できるミサイル補正運動とを必要とし、航続距離を低減させ、シーカーによる捕捉をより困難にさせる。単一の型から本教示の一体型ドーム／ノズルを製造することにより、アラインメントの許容範囲が、型の許容範囲により規定され、型の許容範囲は、これが延伸機械の許容範囲要求によって規定される場合、極端に厳しいものとなり得る（一般に、１０００分の１から１０分の１に制御され得る）。従来のノズルおよびドームのアセンブリは一般に、より大きな許容範囲を結果として生じる。

このように、特定の応用に対する特定の実施形態に関して、本発明をここで説明している。当業者および本教示にアクセスする者は、本教示の範囲内で追加の修正、応用および実施形態を認識するだろう。

それゆえに、特許請求の範囲によって、本発明の範囲内の、すべてのそのような応用、修正および実施形態がカバーされるように向けられている。

Claims (9)

1. ロケットモータの複合ドームおよびノズル構造において、
   構造上のサポートを提供するように適合されている、グラファイト繊維を含む第１の補強材料の第１の層と、
   前記第１の層の第１の側に対して断熱を提供するための、ガラスまたは石英の繊維を含む第２の補強材料の第２の層と、
   前記第１の層の第２の側に対して断熱を提供するための、ガラスまたは石英の繊維を含む第３の補強材料の第３の層と、
   前記第１、第２および第３の補強材料を取り囲んで、単一の一体型複合構造を形成する共通のマトリクス材料とを具備し、
   前記第１、第２および第３の層と、前記共通のマトリクス材料とは、一体化された、ロケットモータのドームおよびノズル構造を形成するように成形される、ロケットモータの複合ドームおよびノズル構造。
2. 前記複合ドームおよびノズル構造は、前記一体化された、ロケットモータのドームおよびノズル構造のドーム部分とノズル部分との間に狭いスロート部分を含む請求項１記載の複合ドームおよびノズル構造。
3. 前記狭いスロート部分は、前記第２の層を欠いており、前記スロート部分において前記第１の層と接触するように位置付けられる、カーボンカーボン材料を含むスロートインサートを受け入れるように構成されている請求項２記載の複合ドームおよびノズル構造。
4. 前記マトリクス材料は高温樹脂である請求項３記載の複合ドームおよびノズル構造。
5. 前記マトリクス材料は、ビスマレイミド、シアン酸エステルまたはポリイミドのうちの１つを含む請求項３記載の複合ドームおよびノズル構造。
6. ロケットモータのドームおよびノズル構造において、
   一体化されたドームおよびノズル構造を形成するように成形される、構造上のサポートを提供するための、グラファイト繊維を含む第１の補強材料の第１の層と、
   前記第１の層の第１の側に対して断熱を提供するための、ガラスまたは石英の繊維を含む第２の補強材料の第２の層と、
   前記第１および第２の補強材料と、マトリクス材料とが、単一の一体型複合構造を形成するように、前記第１および第２の補強材料を取り囲むマトリクス材料とを具備し、
   前記ドームおよびノズル構造は、ドーム部分とノズル部分との間に狭いスロート部分を含み、
   前記狭いスロート部分は、前記第２の層を欠いており、前記スロート部分において前記第１の層と接触するように位置付けられる、カーボンカーボン材料を含むスロートインサートを受け入れるように構成されている、ロケットモータのドームおよびノズル構造。
7. 前記構造は、前記第１の層の第２の側に対して断熱を提供するための、ガラスまたは石英の繊維を含む第３の補強材料の第３の層をさらに含み、
   前記マトリクス材料は、前記第１、第２および第３の補強材料と、前記マトリクス材料とが単一の一体化型コンポーネントを形成するように、前記第１、第２および第３の補強材料を取り囲む請求項６記載のロケットモータのドームおよびノズル構造。
8. ロケットモータノズルの複合ドームおよびノズル構造を組み立てる方法において、
   構造上のサポートを提供するように適合されている、グラファイト繊維を含む第１の補強材料の第１の層から、一体化されたドームおよびノズル構造を形成することと、
   第２の補強材料の第２の層を、前記第１の層の第１の側に加え、前記第２の補強材料は、前記第１の層の第１の側に対して断熱を提供するための、ガラスまたは石英の繊維を含むことと、
   共通のマトリクス材料により、前記第１および第２の補強材料を取り囲むことと、
   前記第１および第２の補強材料と、前記マトリクス材料とが、前記複合ドームおよびノズル構造を含む単一の一体型複合構造を形成するように、前記マトリクス材料を硬化することとを含み、
   前記構造は、前記一体化された、ロケットモータのドームおよびノズル構造のドーム部分とノズル部分との間に狭いスロート部分を含み、
   前記第２の層を加えることは、前記第２の層を前記狭いスロート部分に加えることを控えることを含む方法。
9. 前記狭いスロート部分は、前記スロート部分において前記第１の層と接触するように位置付けられる、カーボンカーボン材料を含むスロートインサートを受け入れるように構成されている請求項８記載の方法。

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