JP2017218899A - ロケットエンジン、飛しょう体、および、ロケットエンジンの動作方法 - Google Patents

Abstract

【課題】炭化水素を燃料として用いるとともに、複数回の始動が可能なロケットエンジン、飛しょう体、および、ロケットエンジンの動作方法を提供する。【解決手段】ロケットエンジンは、燃料タンク２０と、酸化剤タンク３０と、燃焼器７と、燃料タンク２０と燃焼器７との間を接続する燃料配管２００と、酸化剤タンク３０と燃焼器７との間を接続する酸化剤配管３００と、炭化水素燃料を燃料タンク２０から燃焼器７に向けて供給する燃料ポンプ２と、酸化剤を酸化剤タンク２０から燃焼器７に向けて供給する酸化剤ポンプ３と、炭化水素燃料を熱化学分解によってガス状炭化水素燃料に分解する熱分解装置８と、分解後のガス状炭化水素燃料を蓄積可能な第１タンク６と、ガス状炭化水素燃料を作動流体として用いることにより、燃料ポンプ２に駆動力を付与する第１タービン４とを具備する。【選択図】図２

Description

本発明は、ロケットエンジン、ロケットエンジンを備えた飛しょう体、および、ロケットエンジンの動作方法に関する。

炭化水素燃料を用いて作動するロケットエンジンが知られている。

例えば、特許文献１（特許第４５３１０１５号公報）には、接触分解ガス発生装置サイクルにおいて気体炭化水素を利用したブースターロケットエンジンが記載されている。特許文献１に記載のブースターロケットエンジンは、炭化水素推進燃料を分解するための分解装置と、燃料ポンプを駆動するタービンと、当該タービンを回転させるためのガスを生成するガス生成器とを備える。上述の分解装置で生成された分解後の燃料の一部は、燃焼器に供給され、他の一部は、上述のガス生成器に供給される。ガス生成器で生成されたガスは、上述のタービンに向けて供給される。そして、供給されたガスによって、タービンが回転される。なお、特許文献１には、ブースターロケットエンジンを複数回起動させることについては、記載されていない。

また、特許文献２（特許第４１９６４７７号公報）には、触媒式ガス生成器を利用したエキスパンダサイクルエンジンが記載されている。特許文献２に記載のエキスパンダサイクルエンジンは、燃料ターボポンプと、酸素ターボポンプと、燃料ターボポンプで加圧した流体をガス化する冷却ジャケットと、当該冷却ジャケットを有する燃焼器と、ガス化した燃料ガスの一部を酸化して加熱する触媒式ガス生成器と、該触媒式ガス生成器に酸素を供給する酸素供給ラインとを備える。特許文献２に記載のエキスパンダサイクルエンジンでは、酸素供給ラインを流れる酸素の流量を調節して触媒式ガス生成器におけるガス温度を制御する。そして、接触式ガス生成器において生成されるガスにより、燃料ターボポンプ及び酸素ターボポンプが回転駆動される。なお、特許文献２に記載のエキスパンダサイクルエンジンで用いられる燃料は、例えば、液化水素、液化メタンである。特許文献２には、エキスパンダサイクルエンジンを複数回起動させることについては、記載されていない。

関連する技術として、非特許文献１の４５頁の図２−２０には、典型的なエンジンの概要図が記載されており、当該エンジンは、燃料ポンプと、タービンと、ガス生成器（Ｇａｓ Ｇｅｎｅｒａｔｏｒ）と、自動点火ユニット（Ｈｙｐｅｒｇｏｌ Ｕｎｉｔ）とを備えている。

特許第４５３１０１５号公報 特許第４１９６４７７号公報

Dieter K. Huzel et al., "Modern Engineering for Design of Liquid Propellant Rocket Engines", U.S.A., AIAA, January 1, 1992

本発明の目的は、炭化水素を燃料として用いるとともに、複数回の始動が可能なロケットエンジン、飛しょう体、および、ロケットエンジンの動作方法を提供することにある。

この発明のこれらの目的とそれ以外の目的と利益とは以下の説明と添付図面とによって容易に確認することができる。

以下に、発明を実施するための形態で使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係の一例を示すために、参考として、括弧付きで付加されたものである。よって、括弧付きの記載により、特許請求の範囲は、限定的に解釈されるべきではない。

いくつかの実施形態におけるロケットエンジンは、炭化水素燃料を貯蔵する燃料タンク（２０）と、酸化剤を貯蔵する酸化剤タンク（３０）と、前記炭化水素燃料と前記酸化剤とを受け取り、前記酸化剤を用いて前記炭化水素燃料を燃焼する燃焼器（７）と、前記燃料タンク（２０）と前記燃焼器（７）の燃料噴射口（７０）との間を接続し、前記炭化水素燃料が流れる燃料配管（２００）と、前記酸化剤タンク（３０）と前記燃焼器（７）との間を接続し、前記酸化剤が流れる酸化剤配管（３００）と、前記炭化水素燃料を前記燃料タンク（２０）から前記燃焼器（７）に向けて供給する燃料ポンプ（２）と、前記酸化剤を前記酸化剤タンク（２０）から前記燃焼器（７）に向けて供給する酸化剤ポンプ（３）と、前記炭化水素燃料を熱化学分解によってガス状炭化水素燃料に分解する熱分解装置（８）と、前記熱分解装置（８）から供給される前記ガス状炭化水素燃料を蓄積可能な第１タンク（６）と、前記第１タンク（６）から供給される前記ガス状炭化水素燃料を作動流体として用いることにより、前記燃料ポンプ（２）に駆動力を付与する第１タービン（４）とを具備する。

上記ロケットエンジンは、前記熱分解装置（８）と前記第１タンク（６）との間を接続し、前記ガス状炭化水素燃料が流れる第１タンク上流側配管（６００Ａ）と、前記第１タンク（６）と前記第１タービン（４）との間を接続し、前記ガス状炭化水素燃料が流れる第１タンク下流側配管（６００Ｂ）と、前記第１タンク上流側配管（６００Ａ）に設けられた第１タンク上流側バルブ（６１）と、前記第１タンク下流側配管（６００Ｂ）に設けられた第１タンク下流側バルブ（６２）とを更に具備していてもよい。

上記ロケットエンジンにおいて、前記熱分解装置（８）のガス状炭化水素燃料排出口（８１）と、前記第１タンク（６）とは、前記第１タンク上流側配管（６００Ａ）を介して接続されていてもよい。前記熱分解装置（８）の前記ガス状炭化水素燃料排出口（８１）と、前記燃料噴射口（７０）とは、前記燃料配管（２００）の一部を介して接続されていてもよい。

上記ロケットエンジンは、前記炭化水素燃料と前記酸化剤とを用いて、タービン作動ガスを生成するガス生成器（９）と、前記ガス生成器（９）と前記第１タービン（４）との間を接続し、前記ガス生成器（９）によって生成された前記タービン作動ガスが流れるガス生成器下流側配管（９００Ｃ）とを更に備えていてもよい。また、前記第１タービン（４）は、前記ガス生成器（９）によって生成された前記タービン作動ガスを作動流体として用いることにより、前記燃料ポンプ（２）に駆動力を付与してもよい。

上記ロケットエンジンは、前記燃料配管（２００）と前記第１タンク上流側配管（６００Ａ）との間に配置される第１分岐部（Ｄ１）を更に備えていてもよい。

上記ロケットエンジンは、前記熱分解装置（８）を通過していない液状炭化水素燃料と、前記熱分解装置（８）を通過後の前記ガス状炭化水素燃料とを混合するミキサー（１３）と、前記液状炭化水素燃料を供給するバイパス管（１３０Ａ）と、前記燃料配管（２００）と前記バイパス管（１３０Ａ）との間に配置される第２分岐部（Ｄ２）とを更に備えていてもよい。また、前記バイパス管（１３０Ａ）は、前記第２分岐部（Ｄ２）と前記ミキサー（１３）とを接続してもよい。前記ミキサー（１３）は、前記燃料配管（２００）のうち前記第１分岐部（Ｄ１）よりも下流側の部分に接続されていてもよい。

上記ロケットエンジンにおいて、前記第１分岐部（Ｄ１）には、気液分離装置（１７）が配置されていてもよい。

上記ロケットエンジンは、制御装置（１５）と、前記第１タンク上流側バルブ（６１）よりも上流側に配置された圧力センサ（６７）とを更に備えていてもよい。前記制御装置（１５）は、前記第１タンク上流側バルブ（６１）を閉状態にするとともに、前記第１タンク下流側バルブ（６２）を開状態とする第１制御動作を実行してもよい。前記制御装置（１５）は、前記第１制御動作の実行後に、前記圧力センサ（６７）によって検出された圧力が第１閾値（ＴＨ１）を超えると、前記第１タンク上流側バルブ（６１）を開状態にするとともに、前記第１タンク下流側バルブ（６２）を閉状態とする第２制御動作を実行してもよい。

上記ロケットエンジンは、前記第１タンク（６）の内圧を測定する第２圧力センサ（６９）を更に備えていてもよい。前記制御装置（１５）は、前記第２制御動作の実行後に、前記第２圧力センサ（６９）によって検出された圧力が第２閾値（ＴＨ２）を超えると、前記第１タンク上流側バルブ（６１）を閉状態にするとともに、前記第１タンク下流側バルブ（６２）を閉状態とする第３制御動作を実行してもよい。

上記ロケットエンジンにおいて、前記第１タンク（６）には、予め、前記ガス状炭化水素燃料とは異なる初期作動ガスが蓄積されていてもよい。

いくつかの実施形態における飛しょう体は、上記段落のいずれかに記載されたロケットエンジンを備えた飛しょう体である。

上記飛しょう体は、第１段のロケットエンジンとして機能し、固体推進剤を含むロケットモータを更に含んでいてもよい。

いくつかの実施形態におけるロケットエンジンの動作方法において、ロケットエンジン（１）は、炭化水素燃料を貯蔵する燃料タンク（２０）と、酸化剤を貯蔵する酸化剤タンク（３０）と、前記炭化水素燃料と前記酸化剤とを受け取り、前記酸化剤を用いて前記炭化水素燃料を燃焼する燃焼器（７）と、前記炭化水素燃料を前記燃料タンク（２０）から前記燃焼器（７）に向けて供給する燃料ポンプ（２）と、前記酸化剤を前記酸化剤タンク（３０）から前記燃焼器（７）に向けて供給する酸化剤ポンプ（３）と、前記炭化水素燃料を熱化学分解によってガス状炭化水素燃料に分解する熱分解装置（８）と、前記熱分解装置（８）から供給される前記ガス状炭化水素燃料を蓄積可能な第１タンク（６）と、前記熱分解装置（８）と前記第１タンク（６）との間を接続し、前記ガス状炭化水素燃料が流れる第１タンク上流側配管（６００Ａ）と、前記ガス状炭化水素燃料を作動流体として用いることにより、前記燃料ポンプ（２）に駆動力を付与する第１タービン（４）と、前記第１タンク（６）と前記第１タービン（４）との間を接続し、前記ガス状炭化水素燃料が流れる第１タンク下流側配管（６００Ｂ）と、前記第１タンク上流側配管（６００Ａ）に設けられた第１タンク上流側バルブ（６１）と、前記第１タンク下流側配管（６００Ｂ）に設けられた第１タンク下流側バルブ（６２）とを具備する。前記ロケットエンジンの動作方法は、前記第１タンク上流側バルブ（６１）を閉状態とし、第１タンク下流側バルブ（６２）を開状態とすることにより、前記第１タンク（６）に予め貯蔵された初期作動ガスを用いて、前記第１タービン（４）の１回目の駆動を行う工程と、前記第１タンク上流側バルブ（６１）を開状態とし、第１タンク下流側バルブ（６２）を閉状態とするとともに、前記熱分解装置（８）から供給される前記ガス状炭化水素燃料を前記第１タンク（６）に蓄積するガス蓄積工程と、前記第１タンク上流側バルブ（６１）を閉状態とし、第１タンク下流側バルブ（６２）を閉状態とすることにより、前記第１タンク（６）内で前記ガス状炭化水素燃料を保持するガス保持工程と、前記第１タンク上流側バルブ（６１）を開状態とし、第１タンク下流側バルブ（６２）を閉状態とすることにより、前記第１タンク（６）に蓄積された前記ガス状炭化水素燃料を用いて、前記第１タービン（４）の２回目の駆動を行う工程とを具備する。

上記ロケットエンジンの動作方法において、前記第１タービン（４）の２回目の駆動を行う工程は、前記ロケットエンジン（１）を搭載する飛しょう体（１０００）の現実の軌道と目標軌道との差、前記飛しょう体（１０００）の現実の高度と目標高度との差、および、前記飛しょう体（１０００）の現実の速度と目標速度との差のうちの少なくとも１つが第３閾値（ＴＨ３）を超えることをトリガーとして実行されてもよい。

本発明により、炭化水素を燃料として用いるとともに、複数回の始動が可能なロケットエンジン、飛しょう体、および、ロケットエンジンの動作方法が提供できる。

図１は、ロケットエンジンの一部を模式的に示す図である。 図２は、実施形態におけるロケットエンジンンを模式的に示す図である。 図３は、実施形態におけるロケットエンジンンの構成の一部を変形した変形例を模式的に示す図である。 図４は、ロケットエンジンの動作方法を示すフローチャートである。 図５は、実施形態におけるロケットエンジンンを模式的に示す図である。 図６は、気液分離装置の一例を示す概略断面図である。 図７は、実施形態における飛しょう体の概略側面図である。 図８は、飛しょう体の機能を模式的に示す機能ブロック図である。 図９は、飛しょう体が、航空機に搭載されている様子を示す図である。

以下、実施形態に係るロケットエンジン、飛しょう体、および、ロケットエンジンの動作方法に関して、添付図面を参照して説明する。なお、添付図面において、同一の機能を有する構成要素には、同一の符号が付与されている。同一の符号が付された構成要素についての繰り返しとなる説明は省略される。

（発明者によって認識された事項）
図１を参照して、発明者によって認識された事項について説明する。図１は、ロケットエンジンの一部を模式的に示す図である。なお、図１は、発明者によって認識された事項を説明する図であって、公知技術を示すものではない。

図１に記載のロケットエンジン１は、ガス生成器９と、第１タービン４と、燃料ポンプ２とを備える。ガス生成器９は、第１タービン４を回転させるための作動流体ｇ２を生成する。作動流体ｇ２は、ガス生成器９から、第１タービン４に向けて供給される。第１タービン４は、動力伝達機構４１（例えば、動力伝達シャフト、および／または、歯車）を介して、燃料ポンプ２を駆動する。燃料ポンプ２は、燃料タンク（図示せず）に貯蔵された燃料を、燃焼器（図示せず）に向けて供給する。

ロケットエンジン１が、定常運転状態にある場合、ガス生成器９は、燃料ポンプ２によって供給される燃料等を利用して、連続的にガスを生成する。このため、第１タービン４の回転が円滑に実行される。他方、ロケットエンジン１の始動時には、燃料ポンプ２等が作動していないため、ガス生成器９を利用することができない。このため、ロケットエンジン１の始動時には、第１タービン４を始動させるために、第１タービン４に初期作動ガスを供給する必要がある。例えば、図１に示されるように、第１タンク６に、初期作動ガスを蓄積しておき、ロケットエンジン１の始動時に、初期作動ガスｇ１を、第１タンク６から第１タービン４に向けて供給することが考えられる。

しかし、図１に記載の例では、１回目のロケットエンジン１の始動に際して、第１タンク６内の初期作動ガスが全て使われてしまうため、ロケットエンジン１が、一旦、停止した後、ロケットエンジン１の再始動を行うことができない。したがって、ロケットエンジン１を複数回始動させる必要がある場合には、図１に記載の第１タンク６の容量を大きくして、初期作動ガスを大量に蓄積しておく必要がある。しかし、第１タンク６の容量を大きくする場合、ロケットエンジン全体の重量が増加する。このため、ロケットの打ち上げコストの増加が避けられない。

他方、ロケットエンジン１の始動に際して、過酸化水素を利用することも考えられる。例えば、触媒を用いて過酸化水素を分解することにより、タービン駆動ガス（初期作動ガス）を発生させることも考えられる。しかし、過酸化水素は、自己分解特性を有しているため、過酸化水素に不純物等が含まれていると、過酸化水素の分解により、過酸化水素貯蔵タンクが破裂するおそれがある。このため、ロケットエンジン１の始動に際して、過酸化水素を利用する場合には、過酸化水素の取り扱いに注意を払う必要がある。

また、ロケットエンジン１の始動に際して、ヒドラジンを利用することも考えられる。例えば、触媒を用いてヒドラジンを分解することにより、タービン駆動ガス（初期作動ガス）を発生させることも考えられる。しかし、ヒドラジンは、有毒性の液体である。このため、ロケットエンジン１の始動に際して、ヒドラジンを利用する場合には、ヒドラジンの取扱いに注意を要する。

また、ロケットエンジン１の燃料として、極低温の液化燃料を用いる場合には、当該液化燃料を気化することにより、タービン駆動ガス（初期作動ガス）を発生させることも考えられる。しかし、ロケットエンジン１の燃料として、常温の炭化水素燃料を用いる場合には、気化させた燃料を初期作動ガスとして用いることが困難である。

（実施形態）
図２を参照して、実施形態におけるロケットエンジンの概要について説明する。図２は、実施形態におけるロケットエンジンンを模式的に示す図である。

実施形態におけるロケットエンジン１は、燃料タンク２０と、燃料ポンプ２と、酸化剤タンク３０と、酸化剤ポンプ３と、燃焼器７と、熱分解装置８と、タービン駆動用ガスを蓄積する第１タンク６と、第１タービン４とを備える。

（燃料タンクおよび燃料ポンプ）
燃料タンク２０は、液体の炭化水素燃料（換言すれば、高炭素数の炭化水素燃料）を貯蔵するタンクである。液体の炭化水素燃料は、例えば、ＪｅｔＡ−１、ＪＰ−４、ＪＰ−５、ＪＰ−６、ＪＰ−７、ＪＰ−８のようなジェット燃料、炭素数１０以上１５以下のケロシン、ドデセン、または、これらの組み合わせを含む液体燃料である。燃料タンク２０に貯蔵される炭化水素燃料は、常温で液体の炭化水素燃料である。

燃料ポンプ２は、燃料配管２００に接続されており、炭化水素燃料を燃料タンク２０から燃焼器７に向けて供給する。燃料配管２００は、燃料タンク２０と燃焼器７の燃料噴射口７０との間を接続し、炭化水素燃料が流れる配管である。燃料配管中における燃料の流れ方向は、実線の矢印で示されている。なお、燃料配管２００のうち、燃料タンク２０と燃料ポンプ２とを接続する配管が、上流側燃料配管２００Ａであり、燃料ポンプ２と燃料噴射口７０との間を接続する配管が、下流側燃料配管２００Ｂである。

（酸化剤タンクおよび酸化剤ポンプ）
酸化剤タンク３０は、例えば、液体酸素等の酸化剤を貯蔵するタンクである。酸化剤ポンプ３は、酸化剤配管３００に接続されており、酸化剤を酸化剤タンク３０から燃焼器７に向けて供給する。酸化剤配管３００は、酸化剤タンク３０と燃焼器７との間を接続し、酸化剤が流れる配管である。酸化剤配管中における酸化剤の流れ方向は、一点鎖線の矢印で示されている。なお、酸化剤配管３００のうち、酸化剤タンク３０と酸化剤ポンプ３とを接続する配管が、上流側酸化剤配管３００Ａであり、酸化剤ポンプ３と燃焼器７との間を接続する配管が、下流側酸化剤配管３００Ｂである。図２に記載の例では、酸化剤は、下流側酸化剤配管３００Ｂの酸化剤噴射口７１から、燃焼室７５に向けて噴射される。実施形態では、ロケットエンジンは、酸化剤タンク３０を備える。このため、酸素濃度の薄い高高度においても、酸化剤タンク３０に貯蔵された酸化剤を用いて、炭化水素燃料を燃焼させることが可能である。

（燃焼器および熱分解装置）
燃焼器７は、炭化水素燃料と酸化剤とを受け取り、燃焼室７５内で、酸化剤を用いて炭化水素燃料を燃焼する。

熱分解装置８は、炭化水素燃料を熱化学分解によってガス状炭化水素燃料に分解する。図２に記載の例では、熱分解装置８は、下流側燃料配管２００Ｂの途中に設けられている。すなわち、熱分解装置８は、下流側燃料配管２００Ｂから液体の炭化水素燃料を受け取り、下流側燃料配管２００Ｂにガス状の炭化水素燃料を含む炭化水素燃料を送出する。熱分解装置８は、「熱」（または、「熱」および「触媒」）を用いて、液体の炭化水素燃料を、ガス状炭化水素燃料に熱分解する。ガス状炭化水素燃料は、低炭素数の炭化水素燃料であり、例えば、メタン、エタン、水素等である。熱分解温度は、例えば、摂氏数百度である。図２に記載の例では、「熱」は、燃焼器７の壁からの熱であるが、他の熱源からの熱が用いられてもよい。また、「触媒」は、例えば、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒のようなゼオライト系触媒であるが、その他の種類の触媒が用いられてもよい。なお、熱分解装置８から下流側燃料配管２００Ｂに送出される炭化水素燃料には、液体の炭化水素燃料が含まれていてもよい。換言すれば、熱分解装置８は、全ての液状炭化水素燃料をガス状炭化水素燃料に熱化学分解する必要はない。

（第１タンクおよび第１タービン）
第１タンク６は、熱分解装置８による分解後のガス状炭化水素燃料を蓄積可能なタンクである。第１タンク６と、熱分解装置８とは、第１タンク上流側配管６００Ａを介して接続されている。第１タンク上流側配管６００Ａは、熱分解装置８による分解後のガス状炭化水素燃料が流れる配管である。図２に記載の例では、第１タンク上流側配管６００Ａと、熱分解装置８とが、下流側燃料配管２００Ｂを介して接続されている。換言すれば、第１タンク上流側配管６００Ａと、下流側燃料配管２００Ｂとは、熱分解装置８の下流側において、第１分岐部Ｄ１を介して接続されている。代替的に、第１タンク上流側配管６００Ａと、熱分解装置８とが、互いに直接的に接続されていてもよい。

第１タンク上流側配管６００Ａには、第１タンク上流側バルブ６１が設けられている。第１タンク上流側バルブ６１は、第１タンク６に、ガス状炭化水素燃料を充填する際には、開状態とされる。また、第１タンク上流側バルブ６１は、第１タンク６へのガス状炭化水素燃料の充填が完了すると、閉状態とされる。なお、第１タンク上流側バルブ６１は、電磁弁であってもよいし、電動弁であってもよいし、ガスなどの流体により作動する弁であってもよい。

第１タービン４は、ガス状炭化水素燃料を作動流体として用いることにより、燃料ポンプ２に駆動力を付与するタービンである。第１タービン４と、第１タンク６とは、第１タンク下流側配管６００Ｂを介して接続されている。第１タンク下流側配管６００Ｂは、第１タンク６に蓄積されたタービン作動ガス（例えば、ガス状炭化水素燃料、あるいは、初期作動ガス）を、第１タービン４に向けて供給する配管である。換言すれば、第１タンク下流側配管６００Ｂは、タービン作動ガス（例えば、ガス状炭化水素燃料、あるいは、初期作動ガス）が流れる配管である。

第１タンク下流側配管６００Ｂには、第１タンク下流側バルブ６２が設けられている。第１タンク下流側バルブ６２は、ロケットエンジン１を始動させる（「始動」には、「再始動」が包含される）際には、開状態とされる。また、第１タンク下流側バルブ６２は、第１タンク６に、ガス状炭化水素燃料を充填する際には、閉状態とされる。なお、第１タンク下流側バルブ６２は、電磁弁であってもよいし、電動弁であってもよいし、ガスなどの流体により作動する弁であってもよい。

なお、図２において、第１タンク６に向かうタービン作動ガスの流れ、第１タンク６から第１タービン４に向かうタービン作動ガスの流れ、および、第１タービン４から排出されるタービン作動ガスの流れが、破線の矢印で示されている。

第１タンク６から、第１タンク下流側配管６００Ｂを介して、第１タービン４に供給されたタービン作動ガスは、第１タービン４のタービン翼に衝突し、タービン翼に接続された動力伝達機構４１（例えば、動力伝達シャフト）に運動エネルギーを付与する。動力伝達機構４１によって伝達された力は、燃料ポンプ２を駆動するために用いられる。

なお、１回目のロケットエンジン１の始動前に第１タンク６に予め蓄積されるタービン作動ガス（初期作動ガス）は、例えば、ヘリウムまたは窒素等の不活性ガスであってもよいし、ガス状炭化水素燃料であってもよい。また、図２に記載の例では、１回目のロケットエンジン１の始動に用いられるタービン作動ガスが蓄積されるタンクは、２回目以降のロケットエンジン１の始動に用いられるタービン作動ガスが蓄積される第１タンク６と同一のタンクである。代替的に、１回目のロケットエンジン１の始動に用いられるタービン作動ガスは、第１タンク６とは、別のタンクに蓄積されてもよい。ただし、別のタンクを設ける場合には、ロケットエンジン１の重量が増加する。

実施形態では、第１タンク６に、熱分解装置８によって分解されたガス状炭化水素燃料を蓄積可能である。このため、第１タンク６に蓄積されるガス状炭化水素燃料を用いることにより、ロケットエンジン１を２回以上始動することが可能となる。また、実施形態では、ロケットエンジン１を２回以上始動する場合であっても、１回目のロケットエンジン１の始動前に第１タンク６に予め蓄積されるタービン作動ガスの量を増加させる必要がない。このため、第１タンク６のサイズが増加せず、ロケットエンジン１の重量が増加しない。その結果、ロケットエンジン１を備えた飛しょう体の打ち上げコストが抑制される。従来、常温で液体の炭化水素燃料を用いたロケットエンジンを複数回始動させることは、困難であると考えられていた。実施形態は、当該従来の技術常識を覆し、常温で液体の炭化水素燃料を用いたロケットエンジンを複数回始動させることを可能とするものであり、画期的なものである。また、実施形態では、第１タンクに、取り扱いが困難な過酸化水素あるいはヒドラジン等を蓄積しておく必要がない。このため、ロケットエンジンの安全性が向上する。

また、図２に記載の実施形態では、熱分解装置８のガス状炭化水素燃料排出口８１と、第１タンク６とが、第１タンク上流側配管６００Ａを介して接続されている。加えて、熱分解装置８のガス状炭化水素燃料排出口８１と、前記燃料噴射口７０とが、燃料配管２００（より具体的には、下流側燃料配管２００Ｂ）の一部を介して接続されている。このため、熱分解装置８を、燃料噴射口７０から噴射されるべき炭化水素燃料を改質する燃料改質装置として用いるとともに、第１タンク６に蓄積されるタービン始動用ガスを生成するタービン始動用ガス生成装置として用いることが可能となる。すなわち、熱分解装置８が、２つの機能、すなわち、燃料改質装置としての機能、および、タービン始動用ガス生成装置としての機能を備えることとなる。

なお、実施形態において、燃料配管２００、酸化剤配管３００等の配管の配置は、図２に記載の配置に限定されない。また、図２に記載の実施形態におけるロケットエンジン１は、ガス生成器９を備えていてもよい。ガス生成器９の詳細については、後述される。また、図２に記載の実施形態におけるロケットエンジン１は、第１タンク上流側バルブ６１および第１タンク下流側バルブ６２の動作を制御する制御装置を備えていてもよい。制御装置の詳細については、後述される。

（変形例）
図２に記載の実施形態では、第１タービン４が、燃料ポンプ２および酸化剤ポンプ３の両者に駆動力を付与している。具体的には、第１タービン４は、動力伝達機構４１を介して燃料ポンプ２に接続され、第２動力伝達機構４２を介して酸化剤ポンプ３に接続されている。代替的に、図３に示されるように、ロケットエンジンは、第１タービン４に加えて、第２タービン４Ｃを備えていてもよい。図３に記載の例では、第１タンク６と、第２タービン４Ｃとが、第１タンク下流側バルブ６２Ｃを備えた第１タンク下流側配管６００Ｃを介して接続されている。第２タービン４Ｃは、第２動力伝達機構４２を介して、酸化剤ポンプ３に駆動力を付与する。他方、第１タービン４は、動力伝達機構４１を介して、燃料ポンプ２に駆動力を付与する。

なお、図３において、第１タンク下流側配管６００Ｃの上流端が、第１タンク６に直接接続されている。代替的に、第１タンク下流側配管６００Ｃの上流端は、第１タンク下流側配管６００Ｂの第１タンク下流側バルブ６２よりも下流側部分に接続されていてもよい。この場合、第１タンク下流側バルブ６２Ｃを省略することが可能である。図３に記載の例において、第２タービン４Ｃ、および、第２タービン４Ｃと第１タンク６とを接続する配管以外の構成については、図２に記載の例と同様である。このため、第２タービン４Ｃ、および、第２タービン４Ｃと第１タンク６とを接続する配管以外の構成については、繰り返しとなる説明は省略する。また、図３において、燃焼器７等の記載は、省略されている。

（ロケットエンジンの動作方法）
図２乃至図４を参照して、実施形態におけるロケットエンジン１の動作方法について説明する。図４は、ロケットエンジン１の動作方法を示すフローチャートである。

初期状態において、第１タンク６には、初期作動ガスが蓄積されている。初期作動ガスは、例えば、ヘリウムガスである。また、初期状態において、第１タンク上流側バルブ６１および第１タンク下流側バルブ６２は、閉状態である。

第１ステップＳ１において、第１タンク上流側バルブ６１が閉状態に維持され、第１タンク下流側バルブ６２が開状態とされる。その結果、第１タンク６の内圧と、第１タービン４と第１タンク下流側配管６００Ｂとの接続部における圧力との差により、初期作動ガスが、自動的に、第１タービン４に供給される。なお、初期作動ガスの第１タービン４への供給に際して、ポンプは不要である（換言すれば、第１タンク下流側配管６００Ｂには、ポンプが設けられていない）。以上のとおり、第１ステップＳ１では、第１タンク６に予め貯蔵された初期作動ガスを用いて、第１タービン４の１回目の駆動（始動）が行われる。なお、図３に示されるように、ロケットエンジン１が第２タービン４Ｃを備える場合には、第１ステップＳ１において、第１タンク６に予め貯蔵された初期作動ガスを用いて、第２タービン４Ｃの１回目の駆動（始動）も行われる。

第１タービン４が駆動されることにより、燃料ポンプ２は、燃料配管２００を介して、燃料タンク２０に貯蔵された炭化水素燃料を燃焼器７の燃料噴射口７０に向けて供給する。同様に、第１タービン４（または、第２タービン４Ｃ）が駆動されることにより、酸化剤ポンプ３は、酸化剤配管３００を介して、酸化剤タンク３０に貯蔵された酸化剤を燃焼器７に向けて供給する。燃焼器７では、酸化剤を用いて炭化水素燃料が燃焼される。

他方、熱分解装置８は、熱化学分解によって、炭化水素燃料をガス状炭化水素燃料に分解する。図２または図３に記載の例では、熱分解装置８によって分解される炭化水素燃料は、燃料タンク２０から供給される炭化水素燃料である。また、図２または図３に記載の例では、熱分解装置８が必要とする熱は、燃焼器７（より具体的には、燃焼器７の壁）から供給される。

第２ステップＳ２は、ガス状炭化水素燃料を第１タンク６に蓄積するガス蓄積ステップである。第２ステップＳ２において、第１タンク上流側バルブ６１が開状態とされ、第１タンク下流側バルブ６２が閉状態とされる。その結果、熱分解装置８から供給されるガス状炭化水素燃料が、第１タンク６に蓄積される。

第３ステップＳ３は、ガス状炭化水素燃料を第１タンク６内で保持するガス保持ステップである。第３ステップＳ３において、第１タンク上流側バルブ６１が閉状態とされ、第１タンク下流側バルブ６２が閉状態とされる。その結果、第１タンク６内でガス状炭化水素燃料が保持される。

第３ステップＳ３の後、ロケットエンジン１は停止する。すなわち、燃料ポンプ２および酸化剤ポンプ３が停止することにより、炭化水素燃料および酸化剤の燃焼器７への供給が中止される。

第４ステップＳ４において、第１タンク上流側バルブ６１が閉状態に維持され、第１タンク下流側バルブ６２が開状態とされる。その結果、第１タンク６の内圧と、第１タービン４と第１タンク下流側配管６００Ｂとの接続部における圧力との差により、第１タンク６内のガス状炭化水素燃料が、自動的に、第１タービン４に供給される。そして、第４ステップＳ４では、第１タンク６に蓄積されたガス状炭化水素燃料を用いて、第１タービン４の２回目の駆動（始動）が行われる。なお、図３に示されるように、ロケットエンジン１が第２タービン４Ｃを備える場合には、第４ステップＳ４において、第１タンク６に蓄積されたガス状炭化水素燃料を用いて、第２タービン４Ｃの２回目の駆動（始動）も行われる。

第１タービン４が駆動されることにより、燃料ポンプ２は、燃料配管２００を介して、燃料タンク２０に貯蔵された炭化水素燃料を燃焼器７の燃料噴射口７０に向けて供給する。同様に、第１タービン４（または、第２タービン４Ｃ）が駆動されることにより、酸化剤ポンプ３は、酸化剤配管３００を介して、酸化剤タンク３０に貯蔵された酸化剤を燃焼器７に向けて供給する。燃焼器７では、酸化剤を用いて炭化水素燃料が燃焼される。以上のとおり、図４に記載の例では、ロケットエンジン１を２回始動させることが可能である。

なお、上述の第２ステップＳ２乃至第４ステップＳ４を繰り返すことにより、ロケットエンジンが、３回以上始動されてもよい。

実施形態におけるロケットエンジンの動作方法では、ガス状炭化水素燃料を第１タンクに蓄積するガス蓄積ステップを備える。その結果、ロケットエンジンを複数回始動させることが可能となる。

（ロケットエンジンンの詳細）
図５を参照して、実施形態におけるロケットエンジンについてより詳細に説明する。図５は、実施形態におけるロケットエンジンンを模式的に示す図である。

実施形態におけるロケットエンジン１は、燃料タンク２０と、燃料ポンプ２と、酸化剤タンク３０と、酸化剤ポンプ３と、燃焼器７と、熱分解装置８と、第１タンク６と、第１タービン４とを備える。図５に記載の実施形態において、燃料タンク２０、燃料ポンプ２、酸化剤タンク３０、酸化剤ポンプ３、燃焼器７、熱分解装置８、第１タンク６、第１タービン４は、図２に記載の例における燃料タンク２０、燃料ポンプ２、酸化剤タンク３０、酸化剤ポンプ３、燃焼器７、熱分解装置８、第１タンク６、第１タービン４の機能と同様の機能を有する。このため、これらの構成について、繰り返しとなる説明については省略する。

実施形態におけるロケットエンジン１は、更に、ガス生成器９と、制御装置１５とを備える。任意付加的に、ロケットエンジン１は、ミキサー１３（混合装置）を備えていてもよい。

（ガス生成器）
ガス生成器９は、ロケットエンジンの定常作動状態において、第１タービン４（または、第１タービン４および第２タービン４Ｃ）を作動させるためのタービン作動ガスを生成する装置である。換言すれば、ロケットエンジンの定常作動状態において、第１タービン４は、ガス生成器９によって生成されたタービン作動ガスを作動流体として用いることにより、燃料ポンプ２に駆動力を付与する。

図５に記載の例では、ガス生成器９は、ガス生成器下流側配管９００Ｃを介して、第１タービン４に接続されている。より具体的には、ガス生成器下流側配管９００Ｃの上流端は、ガス生成器９に接続され、ガス生成器下流側配管９００Ｃの下流端は、第１タンク下流側配管６００Ｂに接続されている。図５に記載の例では、ガス生成器下流側配管９００Ｃと、第１タンク下流側配管６００Ｂとは、第１合流部Ｍ１を介して接続されている。

図５に記載の例では、ガス生成器９は、炭化水素燃料と酸化剤とを用いてタービン作動ガスを生成する。ガス生成器９は、例えば、酸化剤を用いて炭化水素燃料を燃焼させることによりタービン作動ガスを生成する。

ガス生成器９への炭化水素燃料の供給は、ガス生成器上流側配管９００Ａを介して行われる。図５に記載の例では、ガス生成器上流側配管９００Ａの上流端は、下流側燃料配管２００Ｂに接続されており、ガス生成器上流側配管９００Ａの下流端は、ガス生成器９に接続されている。図５に記載の例では、ガス生成器上流側配管９００Ａと、下流側燃料配管２００Ｂとは、第３分岐部Ｄ３を介して接続されている。

他方、ガス生成器９への酸化剤の供給は、ガス生成器上流側配管９００Ｂを介して行われる。図５に記載の例では、ガス生成器上流側配管９００Ｂの上流端は、下流側酸化剤配管３００Ｂに接続されており、ガス生成器上流側配管９００Ｂの下流端は、ガス生成器９に接続されている。図５に記載の例では、ガス生成器上流側配管９００Ｂと、下流側酸化剤配管３００Ｂとは、第４分岐部Ｄ４を介して接続されている。

なお、図５において、ガス生成器上流側配管９００Ａ、ガス生成器上流側配管９００Ｂ、および、ガス生成器下流側配管９００Ｃを流れる流体の流れ方向は、太い実線の矢印で示されている。

ガス生成器９における炭化水素燃料の燃焼温度は、燃焼器７における炭化水素燃料の燃焼温度よりも低くてもよい。すなわち、ガス生成器９に供給される酸化剤に対するガス生成器９に供給される炭化水素燃料の割合を、燃焼室７５に供給される酸化剤に対する燃焼室７５に供給される炭化水素燃料の割合と異ならせることにより、ガス生成器９における炭化水素燃料の燃焼温度を、燃焼器７における炭化水素燃料の燃焼温度より低くすることが可能である。その結果、ガス生成器９またはガス生成器９の周辺の装置に対する熱負荷が低減される。なお、ガス生成器９に供給される酸化剤に対するガス生成器９に供給される炭化水素燃料の割合の調整は、例えば、ガス生成器上流側配管９００Ａに配置された流量調整弁９０１Ａ、および／または、ガス生成器上流側配管９００Ｂに配置された流量調整弁９０１Ｂによって行われてもよい。

（制御装置）
制御装置１５は、第１タンク上流側バルブ６１および第１タンク下流側バルブ６２の動作を制御するコンピュータである。制御装置１５と、第１タンク上流側バルブ６１および第１タンク下流側バルブ６２の各々とは、有線または無線を介して、情報伝達可能に接続されている。制御装置１５は、第１タンク上流側バルブ６１に、操作信号を送信する。操作信号は、例えば、第１タンク上流側バルブ６１の状態を開状態から閉状態に変える閉操作信号、あるいは、第１タンク上流側バルブ６１の状態を閉状態から開状態に変える開操作信号である。同様に、制御装置１５は、第１タンク下流側バルブ６２に、操作信号を送信する。操作信号は、例えば、第１タンク下流側バルブ６２の状態を開状態から閉状態に変える閉操作信号、あるいは、第１タンク下流側バルブ６２の状態を閉状態から開状態に変える開操作信号である。

付加的に、制御装置１５は、燃焼器７に設けられた点火装置７２の動作を制御してもよい。点火装置７２は、電気的に火花（スパーク）を発生させて、炭化水素燃料と酸化剤との混合気体を着火させるスパークプラグであってもよい。代替的に、点火装置７２は、炭化水素燃料と酸化剤との混合気体にレーザ光を照射することにより、混合気体を着火させる点火装置であってもよい。制御装置１５は、燃料ポンプ２の始動、あるいは、燃料噴射口７０からの燃料の噴射等の燃料供給の開始をトリガーとして、点火装置７２を駆動する。その結果、炭化水素燃料と酸化剤との混合気体が着火される。なお、炭化水素燃料が、酸化剤と混合されることにより自動発火するような場合には、点火装置７２を省略することも可能である。炭化水素燃料を自動発火させる機構としては、例えば、特願２０１５−３６５４０号に記載の機構を採用することが可能である。特願２０１５−３６５４０号は、参照により、本明細書に組み込まれる。

（ミキサー）
ミキサー１３は、熱分解装置８を通過していない液状炭化水素燃料と、熱分解装置８を通過後のガス状炭化水素燃料とを混合する装置である。液状炭化水素燃料は、バイパス管１３０Ａを介してミキサー１３に供給される。図５に記載の例では、バイパス管１３０Ａの上流端は、第２分岐部Ｄ２において、燃料配管２００（より具体的には、下流側燃料配管２００Ｂ）に接続されている。また、バイパス管１３０Ａの下流端は、ミキサー１３に接続されている。第２分岐部Ｄ２は、燃料ポンプ２と、熱分解装置８との間に位置する。図５に記載の例では、第２分岐部Ｄ２は、第３分岐部Ｄ３よりも下流側に配置されているが、代替的に、第２分岐部Ｄ２は、第３分岐部Ｄ３よりも上流側に配置されてもよいし、第３分岐部Ｄ３と同じ位置に配置されてもよい。

また、ミキサー１３は、燃料配管２００のうち第１分岐部Ｄ１よりも下流側の部分に接続されている。より具体的には、第１分岐部Ｄ１とミキサー１３とが、下流側燃料配管２００Ｂの第１部分２０１Ｂを介して接続され、ミキサー１３と燃料噴射口７０とが、下流側燃料配管２００Ｂの第２部分２０２Ｂを介して接続されている。

燃料噴射口７０から噴射される炭化水素燃料の量は、バイパス管１３０Ａを介してミキサー１３に供給される炭化水素燃料の量と、熱分解装置８を介してミキサー１３に供給される炭化水素燃料の量との和となる。このため、ミキサー１３を設けた場合には、熱分解装置８に、分解処理能力以上の液状炭化水素燃料が供給されることを抑制しつつ、バイパス管１３０Ａを介して、燃焼室７５において必要とされる炭化水素燃料を供給することが可能となる。

なお、バイパス管１３０Ａには、第２分岐部Ｄ２からミキサー１３に向かう液状炭化水素燃料の流量を調整する流量調整弁１３１Ａが設けられてもよい。熱分解装置８によって分解可能な液状炭化水素燃料の量と、燃焼室７５に供給されるべき炭化水素燃料の量との間に差がある場合であっても、流量調整弁１３１Ａを調整することにより、当該差に相当する量の液状炭化水素燃料を、より確実に、バイパス管１３０Ａを介して、燃料噴射口７０に供給することが可能となる。なお、流量調整弁１３１Ａの調整は、制御装置１５からの操作信号に基づいて行われてもよい。

（任意付加的な構成）
第１に、燃焼器７（燃焼室７５）には、ノズル１１が配置されてもよい。ノズル１１は、燃焼室７５において生成された燃焼ガスを加速し、加速された燃焼ガスをノズル出口から放出する。

第２に、第１タンク６は、断熱層６５によって覆われていてもよい。ロケットエンジン１が高高度に達した場合、ロケットエンジン周囲の環境温度が低下する。その結果、第１タンク６内の内圧が低下するおそれがある。また、第１タンク６内のガス状炭化水素燃料の一部が液化するおそれがある。第１タンク６内の内圧の低下は、タービン作動ガスによる駆動力の低下を意味するため、好ましくはない。第１タンク６の周囲を断熱層６５によって覆う場合には、第１タンク内の温度の低下、および、第１タンク内の内圧の低下が抑制される。その結果、タービン作動ガスによる駆動力の低下が抑制される。

第３に、第１分岐部Ｄ１に、気液分離装置１７が配置されてもよい。図６は、気液分離装置１７の一例を示す概略断面図である。気液分離装置１７には、熱分解装置８からガス状炭化水素燃料が供給される。ガス状炭化水素燃料には、分解されずに残存した液状炭化水素燃料が含まれている場合がある。気液分離装置１７は、液状炭化水素燃料の大部分を下流側燃料配管２００Ｂの第１部分２０１Ｂを介して、ミキサー１３に送る。こうして、第１タンク６に送られるガス状炭化水素燃料に含まれる液状炭化水素燃料の割合を低下させることが可能となる。その結果、第１タンク６の作動ガス蓄積特性が向上する。なお、気液分離装置１７は、熱分解装置８から供給される炭化水素燃料を、気液分離装置１７の壁面に衝突または接触させることによって、炭化水素燃料の液体成分を抽出する装置であってもよい。

第４に、第１タンク上流側配管６００Ａには、圧力センサ６７が配置されてもよい。より具体的には、第１タンク上流側バルブ６１よりも上流側、例えば、第１タンク上流側バルブ６１と第１分岐部Ｄ１との間には、圧力センサ６７が配置されてもよい。圧力センサ６７は、第１タンク上流側バルブ６１よりも上流側における第１タンク上流側配管６００Ａ内の圧力をモニタする。圧力センサ６７は、検出圧力に対応する信号を、制御装置１５に送信する。上述の第１ステップＳ１（第１制御動作）を実行後、第２ステップＳ２（第２制御動作）を実行前の状態において、制御装置１５は、圧力センサ６７によって検出された圧力が第１閾値ＴＨ１を超えたか否かを判定する。制御装置１５は、圧力センサ６７によって検出された圧力が第１閾値ＴＨ１を超えると、第１タンク上流側バルブ６１に開操作信号を送り、第１タンク下流側バルブ６２に閉操作信号を送る。その結果、第２ステップＳ２、すなわち、ガス状炭化水素燃料を第１タンク６に蓄積するガス蓄積ステップが実行される。圧力センサ６７を設けた場合には、好適なタイミングで、第２ステップＳ２を実行することが可能となる。

第５に、第１タンク６の内圧を測定する圧力センサ６９が配置されてもよい。圧力センサ６９は、検出圧力に対応する信号を、制御装置１５に送信する。上述の第２ステップＳ２（第２制御動作）を実行後、第３ステップＳ３（第３制御動作）を実行前の状態において、制御装置１５は、圧力センサ６９によって検出された圧力が第２閾値ＴＨ２を超えたか否かを判定する。制御装置１５は、圧力センサ６９によって検出された圧力が第２閾値ＴＨ２を超えると、第１タンク上流側バルブ６１に閉操作信号を送る。その結果、第３ステップＳ３、すなわち、ガス状炭化水素燃料を第１タンク６内に保持するガス保持ステップが実行される。圧力センサ６９を設けた場合には、好適なタイミングで、第３ステップＳ３を実行することが可能となる。その結果、第１タンク６に蓄積されるガス状炭化水素燃料の圧力が不足することが抑制され、次回のロケットエンジンンの始動に対する信頼性が向上する。また、第１タンク６に蓄積されるガス状炭化水素燃料の圧力が過剰となることが抑制される。その結果、第１タンク６の損傷が抑制される。なお、第２閾値ＴＨ２は、例えば、５気圧以上１０気圧以下の範囲の中から選択された値であってもよい。

図５に記載の実施形態では、ロケットエンジン１は、ガス生成器９を含む。ロケットエンジン１が、ガス生成器９を含む場合、ロケットエンジンが定常運転状態にある際に、第１タービン４へのタービン作動ガスの供給を安定的に実行可能である。また、図５に記載の例では、ロケットエンジン１は、ミキサー１３を含む。ロケットエンジン１が、ミキサー１３を含む場合、熱分解装置８の処理能力に関わらず、燃焼室７５への炭化水素燃料の供給を安定的に実行可能である。なお、実施形態において、燃料配管２００、酸化剤配管３００等の配管の配置は、図５に記載の配置に限定されない。

（実施形態における飛しょう体）
図７乃至図９を参照して、実施形態における飛しょう体１０００を説明する。図７は、実施形態における飛しょう体１０００の概略側面図である。図８は、飛しょう体１０００の機能を模式的に示す機能ブロック図である。図９は、飛しょう体１０００が、航空機２０００に搭載されている様子を示す図である。

図７に記載の飛しょう体１０００は、上述のいずれかの実施形態におけるロケットエンジン１を備える。付加的に、飛しょう体１０００は、第１段のロケットエンジンとして機能し、固体推進剤を含む第１のロケットモータ１０３０を備えていてもよい。付加的に、飛しょう体１０００は、第２段のロケットエンジンとして機能し、固体推進剤を含む第２のロケットモータ１０５０を備えていてもよい。また、飛しょう体１０００は、人工衛星１０７０を備えていてもよい。

飛しょう体１０００が、第１のロケットモータ１０３０（または、第１のロケットモータ１０３０および第２のロケットモータ１０５０）と、人工衛星１０７０とを備える場合、第１のロケットモータ１０３０（または、第１のロケットモータ１０３０および第２のロケットモータ１０５０）は、ロケットエンジン１および人工衛星１０７０を、高高度の領域に運ぶ。その後、第１のロケットモータ１０３０（または、第１のロケットモータ１０３０および第２のロケットモータ１０５０）は、飛しょう体１０００から切り離される。

次に、ロケットエンジン１の１回目の始動が実行される。ロケットエンジンの１回目の始動は、目標高度と飛しょう体１０００の現実の高度との差、目標軌道と飛しょう体１０００の現実の軌道との差、および、目標速度と飛しょう体１０００の現実の速度との差のうちの少なくとも１つをトリガーとして実行されてもよい。代替的に、ロケットエンジン１の１回目の始動は、飛しょう体１０００からの第１のロケットモータ１０３０（または、第１のロケットモータ１０３０および第２のロケットモータ１０５０）の切り離しの後に、自動的に実行されてもよい。１回目の始動動作において、上述の第１ステップＳ１乃至第３ステップＳ３が実行される。ロケットエンジン１の１回目の始動から、ロケットエンジン１の停止までの間に、ロケットエンジン１は、飛しょう体１０００に推力を付与する。推力は、飛しょう体１０００を更に高高度の位置に移動させるため、あるいは、飛しょう体１０００の軌道または姿勢を変更させるために使用される。飛しょう体１０００の軌道が、目標軌道に一致すると、ロケットエンジン１は停止する。

ロケットエンジン１の停止について、より詳細に説明する。図８に示されるように、飛しょう体１０００は、コンピュータである飛行制御装置１０９０、および、記憶装置１０９１を備える。記憶装置１０９１は、飛しょう体１０００の目標軌道を記憶している。付加的に、記憶装置１０９１は、飛しょう体１０００の目標高度、および、飛しょう体１０００の目標速度を記憶していてもよい。さらに、飛しょう体１０００には、ＧＰＳ装置等の位置センサ１０９２が搭載されている。付加的に、飛しょう体１０００には、高度センサ１０９３、および、速度センサ１０９４が搭載されていてもよい。飛行制御装置１０９０、記憶装置１０９１、位置センサ１０９２、高度センサ１０９３、速度センサ１０９４の各々は、ロケットエンジン１に搭載されていてもよいし、飛しょう体１０００のうちのロケットエンジン１以外の部分に搭載されていてもよい。

飛行制御装置１０９０は、位置センサ１０９２から受信するデータ（あるいは、位置センサ１０９２、高度センサ１０９３、および、速度センサ１０９４から受信するデータ）に基づいて、飛しょう体の軌道を計算する。飛行制御装置１０９０は、計算により取得された飛しょう体１０００の現実の軌道と、記憶装置１０９１に記憶された目標軌道とが一致すると（「一致」には、「概ね一致」が包含される。）、飛行制御装置１０９０は、ロケットエンジン１に、停止信号を送信する。その結果、ロケットエンジン１は停止する。

次に、ロケットエンジン１の２回目の始動が実行される。ロケットエンジンの２回目の始動は、目標高度と飛しょう体１０００の現実の高度との差、目標軌道と飛しょう体１０００の現実の軌道との差、および、目標速度と飛しょう体１０００の現実の速度との差のうちの少なくとも１つをトリガーとして実行されてもよい。

例えば、目標高度と飛しょう体１０００の現実の高度との差、目標軌道と飛しょう体１０００の現実の軌道との差、および、目標速度と飛しょう体１０００の現実の速度との差のうちの少なくとも１つが、第３閾値ＴＨ３を超えると、ロケットエンジンの２回目の始動が実行されるようにしてもよい。

より具体的には、飛行制御装置１０９０は、位置センサ１０９２から受信するデータ（あるいは、位置センサ１０９２から受信するデータ、高度センサ１０９３から受信するデータ、および、速度センサ１０９４から受信するデータのうちの少なくとも１つ）に基づいて、飛しょう体１０００の軌道、高度、および、速度のうちの少なくとも１つを計算する。飛行制御装置１０９０は、計算により取得された飛しょう体１０００の軌道、高度、および、速度のうちの少なくとも１つと、記憶装置１０９１に記憶された飛しょう体１０００の目標軌道、目標高度、および、目標速度のうちの少なくとも１つとの差が第３閾値ＴＨ３を超えると、ロケットエンジン１（より具体的には、制御装置１５）に、再始動信号を送信する。ロケットエンジン１（制御装置１５）は、再始動信号を受信すると、上述の第４ステップＳ４を実行する。すなわち、制御装置１５は、第１タンク上流側バルブ６１が閉状態に維持され、第１タンク下流側バルブ６２が開状態とされるように、第１タンク上流側バルブ６１および第１タンク下流側バルブ６２に操作信号を送信する。

以上のとおり実施形態における飛しょう体では、飛しょう体１０００の現実の軌道と目標軌道との差、飛しょう体１０００の現実の高度と目標高度との差、および、飛しょう体１０００の現実の速度と目標速度との差のうちの少なくとも１つに基づいて、ロケットエンジン１の２回目の始動を実行可能である。その結果、飛しょう体の軌道等を好適に修正することができる。なお、図７および図８に記載の例において、飛行制御装置１０９０と、図５等に記載の制御装置１５とは、１つの制御装置（コンピュータ）により構成されていてもよい。

図９は、航空機２０００の一部を模式的に示す側面図である。図９に記載の例では、飛しょう体１０００は、航空機２０００に搭載されている。より具体的には、図９に記載の飛しょう体１０００は、接続機構１０１０を備え、接続機構１０１０を介して航空機２０００に搭載されている。図９に記載の例では、飛しょう体１０００は、航空機２０００の主翼２０１０に搭載されている。代替的に、飛しょう体１０００は、地上から打ち上げられる飛しょう体であってもよい。

本発明は上記各実施形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。また、各実施形態又は変形例で用いられる種々の技術は、技術的矛盾が生じない限り、他の実施形態又は変形例にも適用可能である。

１ ：ロケットエンジン
２ ：燃料ポンプ
３ ：酸化剤ポンプ
４ ：第１タービン
４Ｃ ：第２タービン
６ ：第１タンク
７ ：燃焼器
８ ：熱分解装置
９ ：ガス生成器
１１ ：ノズル
１３ ：ミキサー
１５ ：制御装置
１７ ：気液分離装置
２０ ：燃料タンク
３０ ：酸化剤タンク
４１ ：動力伝達機構
４２ ：第２動力伝達機構
６１ ：第１タンク上流側バルブ
６２ ：第１タンク下流側バルブ
６２Ｃ ：第１タンク下流側バルブ
６５ ：断熱層
６７ ：圧力センサ
６９ ：圧力センサ
７０ ：燃料噴射口
７１ ：酸化剤噴射口
７２ ：点火装置
７５ ：燃焼室
８１ ：ガス状炭化水素燃料排出口
１３０Ａ ：バイパス管
１３１Ａ ：流量調整弁
２００ ：燃料配管
２００Ａ ：上流側燃料配管
２００Ｂ ：下流側燃料配管
２０１Ｂ ：第１部分
２０２Ｂ ：第２部分
３００ ：酸化剤配管
３００Ａ ：上流側酸化剤配管
３００Ｂ ：下流側酸化剤配管
６００Ａ ：第１タンク上流側配管
６００Ｂ ：第１タンク下流側配管
６００Ｃ ：第１タンク下流側配管
９００Ａ ：ガス生成器上流側配管
９００Ｂ ：ガス生成器上流側配管
９００Ｃ ：ガス生成器下流側配管
９０１Ａ ：流量調整弁
９０１Ｂ ：流量調整弁
１０００ ：飛しょう体
１０１０ ：接続機構
１０３０ ：第１のロケットモータ
１０５０ ：第２のロケットモータ
１０７０ ：人工衛星
１０９０ ：飛行制御装置
１０９１ ：記憶装置
１０９２ ：位置センサ
１０９３ ：高度センサ
１０９４ ：速度センサ
２０００ ：航空機
２０１０ ：主翼
Ｄ１ ：第１分岐部
Ｄ２ ：第２分岐部
Ｄ３ ：第３分岐部
Ｄ４ ：第４分岐部
Ｍ１ ：第１合流部

Claims (14)

1. 炭化水素燃料を貯蔵する燃料タンクと、
   酸化剤を貯蔵する酸化剤タンクと、
   前記炭化水素燃料と前記酸化剤とを受け取り、前記酸化剤を用いて前記炭化水素燃料を燃焼する燃焼器と、
   前記燃料タンクと前記燃焼器の燃料噴射口との間を接続し、前記炭化水素燃料が流れる燃料配管と、
   前記酸化剤タンクと前記燃焼器との間を接続し、前記酸化剤が流れる酸化剤配管と、
   前記炭化水素燃料を前記燃料タンクから前記燃焼器に向けて供給する燃料ポンプと、
   前記酸化剤を前記酸化剤タンクから前記燃焼器に向けて供給する酸化剤ポンプと、
   前記炭化水素燃料を熱化学分解によってガス状炭化水素燃料に分解する熱分解装置と、
   前記熱分解装置から供給される前記ガス状炭化水素燃料を蓄積可能な第１タンクと、
   前記第１タンクから供給される前記ガス状炭化水素燃料を作動流体として用いることにより、前記燃料ポンプに駆動力を付与する第１タービンと
   を具備する
   ロケットエンジン。
2. 前記熱分解装置と前記第１タンクとの間を接続し、前記ガス状炭化水素燃料が流れる第１タンク上流側配管と、
   前記第１タンクと前記第１タービンとの間を接続し、前記ガス状炭化水素燃料が流れる第１タンク下流側配管と、
   前記第１タンク上流側配管に設けられた第１タンク上流側バルブと、
   前記第１タンク下流側配管に設けられた第１タンク下流側バルブと
   を更に具備する
   請求項１に記載のロケットエンジン。
3. 前記熱分解装置のガス状炭化水素燃料排出口と、前記第１タンクとは、前記第１タンク上流側配管を介して接続され、
   前記熱分解装置の前記ガス状炭化水素燃料排出口と、前記燃料噴射口とは、前記燃料配管の一部を介して接続されている
   請求項２に記載のロケットエンジン。
4. 前記炭化水素燃料と前記酸化剤とを用いて、タービン作動ガスを生成するガス生成器と、
   前記ガス生成器と前記第１タービンとの間を接続し、前記ガス生成器によって生成された前記タービン作動ガスが流れるガス生成器下流側配管と
   を更に備え、
   前記第１タービンは、前記ガス生成器によって生成された前記タービン作動ガスを作動流体として用いることにより、前記燃料ポンプに駆動力を付与する
   請求項２または３に記載のロケットエンジン。
5. 前記燃料配管と前記第１タンク上流側配管との間に配置される第１分岐部を更に備える
   請求項２乃至４のいずれか一項に記載のロケットエンジン。
6. 前記熱分解装置を通過していない液状炭化水素燃料と、前記熱分解装置を通過後の前記ガス状炭化水素燃料とを混合するミキサーと、
   前記液状炭化水素燃料を供給するバイパス管と、
   前記燃料配管と前記バイパス管との間に配置される第２分岐部と
   を更に備え、
   前記バイパス管は、前記第２分岐部と前記ミキサーとを接続し、
   前記ミキサーは、前記燃料配管のうち前記第１分岐部よりも下流側の部分に接続されている
   請求項５に記載のロケットエンジン。
7. 前記第１分岐部には、気液分離装置が配置されている
   請求項５または６に記載のロケットエンジン。
8. 制御装置と、
   前記第１タンク上流側バルブよりも上流側に配置された圧力センサと
   を更に備え、
   前記制御装置は、前記第１タンク上流側バルブを閉状態にするとともに、前記第１タンク下流側バルブを開状態とする第１制御動作を実行し、
   前記制御装置は、前記第１制御動作の実行後に、前記圧力センサによって検出された圧力が第１閾値を超えると、前記第１タンク上流側バルブを開状態にするとともに、前記第１タンク下流側バルブを閉状態とする第２制御動作を実行する
   請求項２乃至７のいずれか一項に記載のロケットエンジン。
9. 前記第１タンクの内圧を測定する第２圧力センサを更に備え、
   前記制御装置は、前記第２制御動作の実行後に、前記第２圧力センサによって検出された圧力が第２閾値を超えると、前記第１タンク上流側バルブを閉状態にするとともに、前記第１タンク下流側バルブを閉状態とする第３制御動作を実行する
   請求項８に記載のロケットエンジン。
10. 前記第１タンクには、予め、前記ガス状炭化水素燃料とは異なる初期作動ガスが蓄積されている
    請求項１乃至９のいずれか一項に記載のロケットエンジン。
11. 請求項１乃至１０のいずれか一項に記載のロケットエンジンを備えた飛しょう体。
12. 第１段のロケットエンジンとして機能し、固体推進剤を含むロケットモータを更に含む
    請求項１１に記載の飛しょう体。
13. ロケットエンジンの動作方法であって、
    前記ロケットエンジンは、
    炭化水素燃料を貯蔵する燃料タンクと、
    酸化剤を貯蔵する酸化剤タンクと、
    前記炭化水素燃料と前記酸化剤とを受け取り、前記酸化剤を用いて前記炭化水素燃料を燃焼する燃焼器と、
    前記炭化水素燃料を前記燃料タンクから前記燃焼器に向けて供給する燃料ポンプと、
    前記酸化剤を前記酸化剤タンクから前記燃焼器に向けて供給する酸化剤ポンプと、
    前記炭化水素燃料を熱化学分解によってガス状炭化水素燃料に分解する熱分解装置と、
    前記熱分解装置から供給される前記ガス状炭化水素燃料を蓄積可能な第１タンクと、
    前記熱分解装置と前記第１タンクとの間を接続し、前記ガス状炭化水素燃料が流れる第１タンク上流側配管と、
    前記ガス状炭化水素燃料を作動流体として用いることにより、前記燃料ポンプに駆動力を付与する第１タービンと、
    前記第１タンクと前記第１タービンとの間を接続し、前記ガス状炭化水素燃料が流れる第１タンク下流側配管と、
    前記第１タンク上流側配管に設けられた第１タンク上流側バルブと、
    前記第１タンク下流側配管に設けられた第１タンク下流側バルブと
    を具備し、
    前記ロケットエンジンの動作方法は、
    前記第１タンク上流側バルブを閉状態とし、第１タンク下流側バルブを開状態とすることにより、前記第１タンクに予め貯蔵された初期作動ガスを用いて、前記第１タービンの１回目の駆動を行う工程と、
    前記第１タンク上流側バルブを開状態とし、第１タンク下流側バルブを閉状態とするとともに、前記熱分解装置から供給される前記ガス状炭化水素燃料を前記第１タンクに蓄積するガス蓄積工程と、
    前記第１タンク上流側バルブを閉状態とし、第１タンク下流側バルブを閉状態とすることにより、前記第１タンク内で前記ガス状炭化水素燃料を保持するガス保持工程と、
    前記第１タンク上流側バルブを開状態とし、第１タンク下流側バルブを閉状態とすることにより、前記第１タンクに蓄積された前記ガス状炭化水素燃料を用いて、前記第１タービンの２回目の駆動を行う工程と
    を具備する
    ロケットエンジンの動作方法。
14. 前記第１タービンの２回目の駆動を行う工程は、前記ロケットエンジンを搭載する飛しょう体の現実の軌道と目標軌道との差、前記飛しょう体の現実の高度と目標高度との差、および、前記飛しょう体の現実の速度と目標速度との差のうちの少なくとも１つが第３閾値を超えることをトリガーとして実行される
    請求項１３に記載のロケットエンジンの動作方法。
    
    

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