JP2012533700A - 極低温推進剤を用いるロケットエンジン - Google Patents
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Abstract
【選択図】 図8
Description
Claims (12)
- 少なくとも第1液体推進剤用の第1タンク(70)と、第2液体推進剤用の第2タンク(80)と、不活性流体用の第3タンク(60)と、燃焼室(41)、第1液体推進剤及び第2液体推進剤を燃焼室(41)に噴射するための装置(44、45)、ノズルスロート(42)、並びに末広部分(43)を含む軸対称ノズル(40)と、を有する極低温推進剤ロケットエンジンにおいて、更に、ロケットエンジンの運転中に放出される熱放射のエネルギーを回収するために、及び上記不活性流体を加熱するために、上記不活性流体を移送するための少なくとも1つのダクト(22;120;220;321乃至324;421乃至424)を含み且つノズルの外側に、そのすぐ近くで接触することなく配置されたヒータ装置(20;120;220;320;420)を含むことを特徴とする極低温推進剤ロケットエンジン。
- ヒータ装置(20;120;220;320;420)は、加熱するための不活性流体が内部を流れる金属構造体をからなり、熱放射の観点から吸収性の高い薄い層(23)が、少なくとも輻射力源を構成するノズルに面する壁に付着されることを特徴とする請求項1に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
- ヒータ装置(120)は、ノズル(40)を囲む少なくとも1つの円環体からなることを特徴とする請求項1又は2に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
- ヒータ装置(220)は、ノズル(40)の末広部分(43)の周囲に螺旋状に巻かれた少なくとも1本のチューブをからなることを特徴とする請求項1又は2に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
- ヒータ装置(320)は、ノズル(40)の末広部分(43)を囲む2本乃至4本のチューブ(321乃至324)からなることを特徴とする請求項3又は4に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
- ヒータ装置(420)は、末広部分の軸線と一致する軸線の円又は螺旋の円形軸線又は螺旋軸線の周囲に巻かれた、4本の一緒にねじられたチューブ(421乃至424)からなることを特徴とする請求項5に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
- チューブ(321乃至324;421乃至424)は、少なくとも1つのチューブ内に不活性流体の対向流を形成するための手段を備えていることを特徴とする請求項5又は6に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
- 不活性流体はヘリウムであることを特徴とする請求項1乃至7のいずれか1項に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
- 少なくとも1つの液体酸素タンク(70)を含むことを特徴とする請求項1乃至8のいずれか1項に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
- 液体酸素タンク(70)に加圧用ヘリウムを供給するために、ヒータ装置(20;120;220;320)と液体酸素タンク(70)とを連結するパイプを含むことを特徴とする請求項8及び9に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
- ノズル(40)は、伸長可能な末広部分(43)を含むことを特徴とする請求項1乃至10のいずれか1項に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
- 耐熱構造炭素−炭素、炭素−セラミック、又はセラミック−セラミック複合材料で作られた末広部分を含むことを特徴とする請求項1乃至11のいずれか1項に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
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