JP2016532809A - ノズルの固定部および可動部間に密封装置を備えたロケットエンジン用燃焼ガス噴出ノズル - Google Patents

Abstract

本発明は、固定部（１）と固定部を伸展する可動部（２）とを含むロケットエンジン用燃焼ガス噴出ノズルに関する。該可動部はフラップ（２ａ、２ｂ）を用いて作られ、固定部の下流に位置し、ノズルの伸展を形成する。ノズルは、固定部および可動部間に、ノズル排気口における燃焼ガスの局所温度に耐性があり、可動部を形成するフラップまたはペタルのへりに固定部の端を接続するフレキシブル膜（４）の形状である密封装置を含む。フレキシブル膜（４）は環状管を形成し、この装置は、固定部（１）と該ノズルを伸展する可動部（２）との間のフレキシブル膜にガスを吹き込むための手段（５）を備える。【選択図】 図２

Description

本発明は、ノズルの固定部および可動部間に密封装置を備えたロケットエンジンの燃焼ガスを噴出するためのノズルに関する。本発明は、詳細にはとりわけスペースプレーンなどの宇宙飛行体のロケットエンジンに適用できる。より詳細には、可動部をノズルの方向づけが可能なフラップの形状で製造する。本発明の一実施形態によれば、この装置を末広ノズル冷却装置と組み合わせる。

本発明は、欧州特許出願公開第２２２２５６５号明細書に記載されるような、方向づけが可能なフラップを有する装置に基づいており、並びにその改良である。

タービンエンジンの公知の適応ノズルは、特にロケットエンジンの宇宙応用の場合、外部環境は高温ガスの圧力より低い圧力であるため、流体密封の接続でない場合、後者のガスはノズルの外側へこの接続を通して流れるため、ロケットエンジンで用いられない。この流出は摂動力を引き起こし、噴出した軸流量を減少させることにより性能を低下させ、ノズルおよび／または本体の後部構造における可動部のペタルまたはフラップを作動させる機構を熱流束または火により潜在的に破壊する場合もある。したがって、適用するべき一本質的態様は、ノズル内で膨張した高温ガスに対して、ノズルの可動部および固定部間の接続の密封を実現することである。

欧州特許出願公開第２２２２５６５号明細書

本発明の目的は、ノズルの可動部が位置する部分での、この密封の必要性に対する解決策を提案することであり、これを達成するため、本発明は固定部と固定部を伸展する可動部とを含むロケットエンジンから燃焼ガスを噴出するためのノズルを提案する。フラップの形状で製造された該可動部は、固定部の下流に位置し、ノズルの伸展部を形成する。ノズルは、ノズル出口の温度に耐性があるフレキシブル膜が、燃焼状態において固定部および可動部間を密封し、可動部を形成するフラップまたはペタルのへりに固定部の端を接続する密封装置を含む。フレキシブル膜は環状管を形成し、この装置は固定部と該ノズルを伸展する可動部との間のフレキシブル膜にガスを吹き込む手段を備える。

この実施形態は、第一に可動フラップを作製することを可能にし、同時に、ノズルの固定部および可動部間の噴流の損失を避けること、第二にフラップおよび密封膜がさらされる温度を制限することという具体的な利点を有する。

この場合、好ましくはノズル固定部の排気部の周囲にガスを分散させるように環状管を構成する。

環状管は可動部の関節と一列に位置するのが都合がよい。

フレキシブル膜は、少なくとも１０００℃の温度に継続的に耐えることができるシリカ系織物である。

具体的な一実施形態によれば、バリアは２枚の織物間にセラミック絶縁体を含む。このうち１枚は加熱面上のアルミノホウケイ酸耐火セラミック繊維から作られた織物からなり、もう１枚は冷却面上のポリパラフェニレンテレフタルアミドなど、アラミド繊維タイプである。後者の織物は製品の機械的完全性を意図する。

本発明はさらに、上記で定義したような、固定部、可動部および密封装置を有するノズルを含むロケットエンジンに関する。フラップは固定部の伸展部として、ロケットモータノズルの出口部の周りに配置される。

フレキシブル膜はノズルの固定部と該ノズルを伸展する可動部との間に、ロケットエンジンにおけるターボポンプのタービン排出ガスを吹き込む環状管を形成するのが都合がよい。排出ガスの圧力は、ノズルの固定部を出るガスの圧力より高くなるように調節される。

具体的な一実施形態によれば、フラップを本体のフレームに関節接合する。

フレームは、ロケットエンジンを取り付けた胴体後部の一部を形成するのが都合がよい。

好ましくは、フラップは可動であり、可動部は：
ロケットエンジンが着火していない状態で、大気飛行中に本体の基部の抵抗を最小限に抑える空気力学的外部形状となる閉錐形状；
ロケットエンジンの点火時の円筒形状（Ｂ）；
ロケットエンジン噴流の膨張を促進するロケットエンジンダイバージェント部の出口部の伸展および延長による円錐ダイバージェント形状（Ｃ）；
を採用することができる。

錐体の開放性は、ロケット推進飛行中において、高度の増加に従って可変である。

航空機はフラップを旋回させる機構を含むのが都合がよく、これによりロケットエンジンの噴流を偏向させる該フラップの特異的な開閉を行うことができる。したがってピッチおよびヨーの軸に対して、本体を操縦することを可能にする横推力成分が生じる。

好ましくは、フラップは、隣接するフラップの内／外部表面が互いに重なり合う状態で２列に配置され、同時に、噴出した燃焼ガスの漏出を最小限にする重なりを維持しながら、ノズルの出口部での変化を可能にするのに適している。

本発明のさらなる特徴および利点は、以下に示す図を参考にした本発明の限定されない例示的一実施形態の以下の説明を読むことにより明らかになる。

図１は本発明の第１の実施形態に記載のノズルの断面概略図である。 図２は本発明の第２の実施形態に記載のノズルの断面概略図である。 図３は本発明のフラップの特定の配置における背面図である。 図４は本発明に記載のフラップを有するロケットエンジンを備えた航空機における、後部のノズルを開いた状態の断面概略図である。 図５はフラップがロケットエンジンのノズルを部分的に閉じている状態における、図４の航空機の後部である。 図６はフラップがロケットエンジンのノズルを完全に閉じている状態における、図４の航空機の後部である。

本発明はまず最初に、ロケットエンジンのノズル出口部周囲にペタルの形状に配置されたフラップのシステムに関する。これはロケットエンジンを設置した機体後部にある本体のフレームに取り付けられる。

本発明において、耐性を必要とする温度および機械的荷重に従って、フラップおよびダイバージェント部を従来の方法で設計する。これらを金属またはセラミック材料で作製してもよく、耐熱性でもよく、あるいは例えば冷却推進剤の内部循環により冷却してもよい。

本発明は、とりわけガス発生器サイクルで動作するロケットエンジンに適用される。

この例において、ロケットエンジンノズルの可動フラップまたはペタルを関節接合するシステムは、可動部においてノズルを開閉するため、フラップを曲げるヒンジ、電気機械アクチュエータおよびリンクロッドを含む設定に基づいている。

図１は、操作装置により関節接合されたフラップ２の断面図を示す。ここでは例えば作動シリンダー１１０から始まる指令を送るリンクロッド７、９、レバーおよびロッカーアーム６、８の形状で製造され、フラップを方向づけることを意図する。フラップをフレーム１００に接続し、フラップに回転動作をさせ、操作装置の要素を調整するために、フレーム１００に旋回点１０２、１０３を作製した。

作動シリンダー１１０により始動するこの装置を、飛行機の操縦装置または飛行の段階により作動シリンダーを管理するナビゲーションコンピューターに接続する。

この装置を各フラップが独立して動くように、または一緒に管理するように設計する。

フラップ２は、ロケットエンジンノズルの固定部１の伸展部に位置する。

可動フラップの形状およびその動力は、隣接する可動要素の内／外部表面が重なり合い、これにより、噴出した燃焼ガスの漏出を最小限に抑えながらノズルの出口部で変化することができるように決定する。図３によれば、この理由で、フラップを２列に位置させ、第１列のフラップ２ｂは第２列のフラップ２ａが部分的に重なる外側端を有する。フラップの表面積と比較した重なりの程度については、操縦装置の複雑性および保持する管理装置の質量との関連で、合理的である多数のフラップを維持しながら、虹彩に類似したシステムの様式で、これらのフラップ動作の全範囲にわたるフラップ間の隙間からの漏出をできる限り最小限に抑えるか、またはさらに完全に除去するように決定する。

図１に戻って、密封手段はノズルの固定部１および可動部２間に位置する。これらの密封手段はフレキシブル膜４の形状で製造され、固定部１の遠心端１ａと、可動部を具体化するフラップ２、２ａ、２ｂのこの遠心端に隣接する縁２１とを接続する環状管の形状である。

これは固定部および可動部間の接合点の周囲に伸展し、これらの部分にゆるく固定され、その曲線状または曲がった形状により、フラップの動作に順応するフレキシブル膜である。

フレキシブル膜は、柔軟性で熱遮蔽性を有し、セラミック製品を用いて製造され、その一部は１０００℃またはさらに１３００℃を超える温度に継続的に耐えることができる。この遮蔽材は例えば２枚の織物間にセラミック絶縁体を含む。そのうちの１枚はアルミノホウケイ酸耐火セラミック繊維織物（３Ｍ社のＮｅｘｔｅｌ４４０の商品名で知られる）からなる材料などであり、加熱面を有機表面処理層を用いて被覆する。もう１枚は冷却面上のＫｅｖｌａｒの商品名で知られるポリパラフェニレンテレフタルアミドなどのアラミド繊維タイプである。後者の織物は製品の機械的完全性を意図している。

この膜をダイバージェント部およびフラップに、特に、そこでの温度が高くても６００〜１０００℃の比較的低温であれば、例えば公知の技術を機械的に用いて固定する。

例えばフレキシブル膜のへりのスロット型固定孔、ダイバージェント部の冷却面のペグを用いた固定を用いる。これらのペグを、例えば同様に公知の工程である、セラミックまたは金属上での、溶接またはろう付けにより取り付ける。

遊離端で装着されたペグは、フレキシブル膜のスロットを通過する。

ペグにねじ込んだナットをフレキシブル膜に固定する。

膜とダイバージェント部をより密封するために、場合によりナットおよび膜間にペグを収容するために貫通させた細片を追加する。

共に接合する端を有するよりもむしろ、固定部の遠心端とフラップの隣接縁間に空間を作る。

この空間は固定部および可動部間に隙間を形成し、この隙間はフラップの方向が変わるたびに変化することができ、これによりフラップの管理を簡素化する。

このフラップおよびダイバージェント部間の隙間は、例えば１〜４ｍｍの数ミリメートルであり、同時に、クリアランス、特異的伸展またはダイバージェント部のこの部分の他の拘束を考慮しながら、極力小さくする必要がある。

この目的を達成するため、ノズルの固定部および可動部間の膜により形成された密封装置は、可動部の関節と一列に位置し、固定部および可動部間の距離の変化を補う。

図２によれば、図４に示すように、膜はターボポンプからの排出ガスを運ぶダクト５を収容する。

実施例に記載のターボポンプは、タービン５２ａおよびポンプ５２ｂ、５２ｃを含み、容器５３から管５３ａ、５３ｂを通る酸化剤、および図示しない容器から管５４ａ、５４ｂを通る燃料をロケットエンジン１０に供給する。

実施例によれば、フレキシブル膜４で作られた密封装置は環状管を形成し、固定部１および可動部２間にターボポンプのタービンからの排出ガスを吹き込む。

環状管は固定ノズルの出口部の周囲に、ダクト５により運ばれたタービン排出ガスの流れを分散させる。

これらのガスは、可動部１および固定部２間に均一に分散するためにフレキシブル膜４により作製された管に広がり、したがって径方向分布でノズル内部の固定部および可動部間に導入される。

固定部１の外部縁を可動フラップ２の各へりに接続するフレキシブル膜４は、例えば非常に高い温度に耐えることができるシリカ系および／またはセラミック系織物、通常例えば少なくとも１ｍｍ厚で１０００℃の温度に継続的に耐えることができる織物から作られる。

これが有する効果は、可動部に対してノズルの固定部を密封すること、およびノズル内部の推進ガスの流れに、約７００℃／８００℃でタービン排出ガスを導くことである。この冷却がなければ、ダイバージェント部／フラップ間の隙間に到達するガスは約１５００℃になり、これはフラップの働きおよびフラップ を長期間無傷に保つという点で問題となる。

排出ガスの圧力を、すでに大きく伸展したノズルのガス圧力より高くなるように調節する。伸展したノズルのガス圧力は約２００ミリバールである。通常１バールの排出ガス圧力は、例えばノズルガスに対抗することが可能である。排出ガス圧力は、ターボポンプ装置、配管、漏出口の全体的な設計により、場合により管にソニックスロートを添加して調節する。

したがって、タービン排出ガスを用いて、固定部および可動部間から出るロケットエンジン燃焼ガスの能力に対抗するガスのクッションを形成し、これによりロケットエンジン効率の損失および本体後方域に対する損傷を防止する。

さらに、タービン排出ガスは壁に沿ってダイバージェント排気口へ流れ、したがってロケットエンジンの噴流熱から可動部を保護する。

フラップは例えば、航空機の飛行の段階により、様々な位置を取ることができる可動フラップである。

図４によれば、フラップ２はロケットエンジンノズルの固定部出口の伸展部および延長部として円錐ダイバージェントの形状で位置する。この場合、可動部の形状、特にその出口角は、ロケットエンジンの噴流を膨張させるため、この延長部に対応するのに適している。

この配置によりエンジン性能が増し、特に錐体の開放性はロケット推進飛行中において、高度の増加に従って、フラップ作動装置により可変であることができる。

図５によれば、フラップは例えばロケットエンジン点火時に、エンジンの燃焼を改善するために、ノズルの固定部の後ろに円柱を形成するように構成される。

図６によれば、ロケットエンジンが着火していない大気飛行中、本体の基部の抵抗を最小限に抑える空気力学的外部形状を取るために、フラップは閉じて錐体型となる。スペースプレーンにおいては、１つまたは複数の有酸素エンジンにより駆動する場合、または滑空する場合、航空機の性能を改善するものである。

また、フラップが旋回する機構は、ロケットエンジンの噴流を偏向させる特異的な開閉を行う。したがってピッチおよびヨーの軸に対して、本体を操縦することを可能にする軸外推力成分が生じる。

本発明は、示された実施例に限定されず、とりわけ図に示されたフラップの数は非限定的である。

Claims (13)

1. 固定部（１）と前記固定部を伸展する可動部（２）とを含むロケットエンジン（１０）から燃焼ガスを噴出するためのノズルであって、該可動部は、フラップ（２ａ、２ｂ）の形状で製造され、前記固定部の下流に位置し、前記ノズルの伸展を形成し、前記ノズルは、前記固定部と前記可動部との間を密封し、前記ノズルから出る前記燃焼ガスの局所温度に耐性があるフレキシブル膜（４）の形状であり、前記可動部を形成する前記フラップまたはペタルのへりに前記固定部の端を接続する密封装置を含むこと、および前記フレキシブル膜（４）は環状管を形成し、前記装置は前記固定部（１）と前記ノズルを伸展する前記可動部（２）との間の前記フレキシブル膜に、ターボポンプのタービン（５２ａ）からの前記排出ガスを吹き込むための手段（５）を備えていること、を特徴とするノズル。
2. 前記環状管は前記ノズルの前記固定部（１）の排気部の周囲に前記ガスを分散させるように構成される、請求項１に記載のノズル。
3. 前記環状管は前記可動部の関節（６）と一列に位置する、請求項１または２に記載のノズル。
4. 前記フレキシブル膜は、少なくとも１０００℃の温度に継続的に耐えることができるシリカ系織物である、請求項１〜３のいずれか一項に記載のノズル。
5. 前記バリアは２枚の織物間にセラミック絶縁体を含み、このうちの１枚は加熱面上のアルミノホウケイ酸耐火セラミック繊維から作られた織物からなり、もう１枚は冷却面上のポリパラフェニレンテレフタルアミドなど、アラミド繊維タイプであり、後者の織物は前記製品の機械的完全性を意図する、請求項１〜４のいずれか一項に記載のノズル。
6. 請求項１〜５のいずれか一項に記載の固定部（１）、可動部（２）および密封装置を有するノズルを含むロケットエンジンであって、前記フラップは、前記固定部の伸展として、前記ロケットモータノズルの前記出口部の周囲に配置される、ロケットエンジン。
7. 前記フレキシブル膜は、前記ノズルの前記固定部と該ノズルを伸展する前記可動部との間に、前記ロケットエンジンに供給する前記ターボポンプの前記タービン（５２ａ）からの前記排出ガスを吹き込む環状管を形成し、前記排出ガスの圧力は前記ノズルの前記固定部から出る前記ガスの圧力より高くなるように調節される、請求項６に記載のロケットエンジン。
8. 前記フラップ（２ａ、２ｂ）は、前記本体のフレーム（１００）に関節接合される、請求項６または７に記載のロケットエンジンを含む航空機。
9. 前記フレーム（１００）は、前記ロケットエンジン（１０）が設置される胴体後部（１０１）の一部を形成する、請求項８に記載の航空機。
10. 前記フラップ（２ａ、２ｂ）は可動であり、前記フラップは、前記可動部が：
    前記ロケットエンジンが着火していない状態で、大気飛行中に前記本体の基部の抵抗を最小限にする空気力学的外部形状となる閉錐形状（Ａ）；
    前記ロケットエンジンの点火時の円筒形状（Ｂ）；
    前記ロケットエンジンの噴流の膨張を促進する前記ロケットエンジンダイバージェント部の前記出口部の伸展および延長による円錐ダイバージェント形状（Ｃ）；
    を採用することを可能にする、請求項８または９に記載の航空機。
11. 前記錐体の開放性は、ロケット推進飛行中において、高度の増加に従って可変である、請求項１０に記載の航空機。
12. 前記フラップを旋回させる機構（６、７、８、９）を含む請求項１０または１１に記載の航空機であって、前記ロケットエンジンの前記噴流を偏向させる該フラップの特異的な開閉を行うことができ、したがってピッチおよびヨーの軸に対して、前記本体を操縦することを可能にする横推力成分が生じる航空機。
13. 前記フラップ（２ａ、２ｂ）は、隣接するフラップの内／外部表面が互いに重なり合う状態で２列に配置され、同時に、燃焼ガスの漏出を最小限にする重なりを維持しながら、前記ノズルの前記出口部での変化を可能にするのに適している、請求項８〜１２のいずれか一項に記載の航空機。

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