JP2021179211A - ロケットエンジンのための搭載アセンブリとロケット - Google Patents

Abstract

【課題】比較的に複雑でない搭載アセンブリ及びロケットを提供する。【解決手段】本発明は、ロケットエンジンを搭載するための球面軸受を有する搭載アセンブリ１００と、該搭載アセンブリを有するロケットに関する。球面軸受は、球面軸受基部１１０と、球面保持リング１３０と、球面軸受基部と球面保持リングの間の空間部内に配置された球状端部を有するサスペンションリンク１２０とを備える。球面軸受基部は、ロケットエンジンの噴射ヘッドの一部分であるか又は燃料タンクの一部分であり、これらの部分は球状を有する。【選択図】図２

Description

本発明は、ロケットエンジンを搭載するための球面軸受を備えた搭載アセンブリと、上記搭載アセンブリを有するロケットとに関する。特に、本発明は、球面軸受基部と、球面保持リングと、球面軸受基部と球面保持リングとの間の空間部内に配置された球状端部を有するサスペンションリンクとを備える搭載アセンブリに関する。球面軸受基部は、ロケットエンジンの噴射ヘッドの一部であるか又は燃料タンクの一部であり、これらの部分は球状を有する。

ロケットエンジンは、通常、別のジンバルと組み合わされかつ異なる向きの回転軸線を有する１つ又は複数のジンバルなどのカルダンサスペンションによって、ロケットの一次構造（主要構造）に搭載される。これにより、例えば、ロケットに作用する推力を制御し、ひいては、ロケットを操縦するための、ロケットエンジンの移動が可能になる。ロケットエンジンの偏向は、通常、数度以下である。

通常、ロケットエンジンの上記の搭載構造は、カルダンサスペンションの回転軸線ごとに２つある少なくとも４つの玉軸受を必要とし、その周囲でロケットエンジンが回動することができる。このように、ロケットエンジンの搭載構造は非常に複雑である。

したがって、本発明の目的は、比較的に複雑でない搭載アセンブリ及びロケットを提供することである。

この目的は、請求項１の特徴を有する搭載アセンブリと、請求項１０の特徴を有するロケットとによって解決される。好ましい実施形態は、従属請求項によって規定される。

本開示をより良く理解するための第１の態様によれば、ロケットエンジン用の搭載アセンブリは、球面軸受基部と、該球面軸受基部と結合されかつ該球面保持リングの少なくとも一部分と該球面軸受基部の少なくとも一部分の間に空間部を形成する球面保持リングとを備える。搭載アセンブリは、球状端部を有するサスペンションリンクをさらに備え、球状端部は、球面軸受基部と球面保持リングの間の空間部内に配置される。

「球状」であると言及される構成要素は、この構成要素が、球の一区分（sector）の形状を有する少なくとも一部分を備えることを意味する。互いに相対的かつ相互作用するように配置される搭載アセンブリの複数の球状構成要素は、同心であり、共通の半径を共有しうる。例えば、サスペンションリンクの球状端部は、両方の構成要素がサスペンションリンクの球状端部の実質的に全領域にわたって互いに接触するように、又は、両方の構成要素の間の距離がサスペンションリンクの球状端部の実質的に全領域にわたって実質的に同じになるように、球面軸受基部に対して配置されうる。同様に、サスペンションリンクの球状端部は、球面保持リングと接触する接触領域を有してもよく、又は、球面保持リングと重なり合うサスペンションリンクの球状端部の実質的に領域全体にわたって実質的に同じである球面保持リングまでの距離を有しうる。

上記の搭載アセンブリにより、カルダンサスペンションリンクのように、少なくとも２自由度でのサスペンションリンクの移動が可能となる。しかし、玉軸受には要求がない。これにより、搭載アセンブリの複雑さが軽減される。さらに、球面軸受基部と球面保持リングとサスペンションリンクの球状端部の間の面接触により、ロケットエンジンによって発生した推力は、ロケットの一次構造へより良好に伝達され得る。例えば、サスペンションリンクは、ロケットの底部のスラストコーンの一部などの、ロケットの一次構造の一部分としうる。

ロケットエンジン用の従来の搭載構造では、推力によって誘起される力は、（例えば、カルダンサスペンションの）玉軸受を介して伝達され、これは、全体の力が、各玉軸受の２つなどの数個の玉を介して伝達されることを意味する。したがって、（カルダンサスペンションの）玉軸受は、このような高い力に耐えるように設計及び寸法決めされ、ロケットエンジンのための重く嵩張る搭載構造につながっていた。

開示された搭載アセンブリにより、ロケットエンジンとロケットの一次構造の間の搭載構造の複雑さ、重量、及び寸法を低減しつつ、従来の玉軸受と比較して、より大きな力を伝達することが可能となる。

更に、搭載アセンブリの球面軸受基部は、ロケットエンジンの噴射ヘッドの一部分とすることができ、又は、ロケットエンジン用の燃料を貯蔵するためのタンクの一部分とすることができる。通常、ロケットのこれらの構成要素は、丸形又は球形であるため、球面軸受基部として利用することができる。これにより、搭載構造の寸法をさらに低減することができる。任意選択的に、噴射ヘッド又はタンクのそれぞれの部分は、例えば、少なくとも球面軸受基部を形成する部分について比較的に強い材料又は比較的に厚い材料によって強化されうる。この噴射ヘッド又はタンクの強化を含めても、搭載アセンブリの全体の寸法は、従来の搭載構造と比較して依然として低減される。

変形実施例では、球面軸受基部を形成する噴射ヘッドの部分は、ロケットエンジンのノズルとは反対を向いている噴射ヘッドのドーム形状の球状端部とすることができる。ロケットエンジンのノズルとは反対を向いている噴射ヘッドの端部は、通常、燃焼室の頂部であり、ひいては、ロケットエンジンの頂部である。燃焼室内で発生する高圧に耐えるために、この噴射ヘッドの端部はドーム形状であることが多い。したがって、噴射ヘッドの一部を搭載アセンブリに一体化することができる。これにより、搭載構造による追加の高さ（寸法）が回避され、複雑さが軽減される。噴射ヘッドの端部は、高い力に耐えるように構成されているので、再設計されることさえない。任意選択的に、球面軸受基部を形成する表面は、サスペンションリンクの摺動又は滑動のために最適化されうる。

別の実施態様では、サスペンションリンクは、球状端部に接続された支柱をさらに備えうる。例えば、支柱は、球面軸受基部と反対側の球状端部の側面から延在しうる。サスペンションリンクの支柱及び／又は球状端部は、軸対称としうる。

さらに、球面保持リングは、サスペンションリンクの支柱がそれを通って到達する、開口を備えうる。換言すると、球面保持リングは、サスペンションリンクの球状端部の少なくとも一部分を覆い、支柱を取り囲む。

変形実施例では、支柱の外径は、球面保持リング内の開口の内径よりも小さくすることができる。これにより、サスペンションリンクは、球面保持リングに対して移動することができる。この移動により、球面保持リングの開口の内径（内側縁部）によって制限される。

さらなる実施態様では、互いに接触する球面軸受基部と球面保持リングとサスペンションリンクの複数の接触面の内の少なくとも１つは、ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）を含み、かつ／又は、ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）で被覆される。例えば、サスペンションリンクの球状端部は、球面軸受基部の対応する表面に接触する接触面を有することができる。同様に、サスペンションリンクの球状端部は、球面保持リングの対応する表面に接触する接触面を有することができる。好ましくは、サスペンションリンクの球状端部の接触面は、互いに同心状に、かつサスペンションリンクの両側に配置される。これらの接触面の少なくとも１つは、その上を滑動する他の構成要素の滑動を容易にするように修正されうる。上記の修正は、摩擦力を減少させる被覆を含むことができ、１つの例示的なコーティングはＰＴＦＥである。

さらに別の実施形態では、搭載アセンブリは、球面軸受基部とサスペンションリンクの球状端部との間に配置された第１の複数の玉をさらに備えうる。第１の複数の玉の数は、好ましくは、球面軸受基部とサスペンションリンクの球状端部との間で伝達されるロケットエンジンの推力によって誘発される力のための十分な量の伝達点を提供するために、２つよりも大きい。球面軸受基部及びサスペンションリンクの球状端部の同心の形状によって、第１の複数の玉の各玉は、サスペンションリンクの球状端部と同様に、球面軸受基部に接触し、したがって、力の伝達を改良する。したがって、第１の複数の玉のそれぞれの直径は同じである。

任意選択的に、第１の複数の玉は、球状ケージ内に固定することができる。上記ケージの最も単純な実施は、最も外側の玉を保持するリングであるが、ケージは、球形の形態と、第１の複数の玉の少なくともいくつかのための支持体とを有しうる。したがって、隣接する玉の間の距離は、ケージ内の支持体によって予め定義されかつ設定され得る。これにより、球面軸受基部とサスペンションリンクとの間の力及び複数の伝達点の均一な分布が可能となる。

別の実施形態では、搭載アセンブリは、サスペンションリンクの球状端部と球面保持リングの間に配置された第２の複数の玉をさらに備えうる。第２の複数の玉の数は、第１の複数の玉と同様に、サスペンションリンクと球面保持リングの間の力の改良された伝達のために２つよりも多くしうる。

また、任意選択的に、第２の複数の玉は、球状リングケージ内に固定することができる。上記リングケージの最も単純な形態は、第２の複数の玉が球面保持リングの開口を通って落下するのを固定する内側リングである。一方、ケージは、球状のリング形状を有することができ、すなわち、断面に開口を有する球体の断面の形態を有しうる。したがって、球状リングケージは、球状保持環が支柱に螺着される（周囲に緩く敷設される）前に、サスペンションリンクの支柱に螺着されうる（周囲に緩く敷設されうる）。

さらに別の実施形態では、球面保持リングは、サスペンションリンクの球状端部の周方向外側縁部の周りに配置されておりかつ球面軸受基部と球面保持リングとの間の空間部内におけるサスペンションリンクの移動を制限する、側壁を備えうる。換言すると、球面保持リングの側壁は、球面保持リングの同心部分から球面軸受基部に向かって延び、それによって、球面軸受基部と球面保持リングの間の空間部内の少なくとも一部分を形成する。

さらなる実施態様において、サスペンションリンクの球状端部の周方向外側縁部の外径は、球面保持リングの側壁の内径よりも小さい。外径と内径の差は、球面保持リングとその側壁と球面軸受基部によって規定される空間部内でのサスペンションリンクの球状端部の可能な移動距離を規定し、従って、搭載アセンブリの球状構成要素の共通の中心の周りでの支柱の偏向を規定する。

本開示をより良く理解するための第２の態様によれば、ロケットは、ロケットエンジンと、燃料タンクと、ロケットエンジンを搭載するための第１の態様又はその複数の変形態様の内の１つによる少なくとも１つの搭載アセンブリとを備えうる。

例えば、燃料タンクの一部分及び／又はロケットエンジンの一部分は、複数の搭載アセンブリの内の１つのアセンブリの球面軸受基部を形成する。

本開示は、記載された形態及び順序における態様及び変形態様に限定されない。具体的には、態様及び変形実施例の記載は、特定の限定的なグループの特徴として理解されるべきではない。本開示は、また、明示的に記載されていない態様及び変形態様の組合せを包含することを理解されたい。したがって、各変形の特徴又は任意選択的な特徴は、任意の他の態様、変形態様、任意選択の特徴、又は、それらの組合せと組み合わせることができる。

以下、添付の概略図を参照して、本発明の好ましい実施形態をより詳細に説明する。

図１は、搭載アセンブリの断面を概略的に示す。 図２は、搭載アセンブリを部分的に切り開いた斜視図を概略的に示す。 図３はロケットの断面を模式的に示す。

図１は、ロケットエンジン１０を搭載するための搭載アセンブリ１００の断面を略図的に示し、図２は、搭載アセンブリ１００の斜視図を略図的に示す。搭載アセンブリ１００は、軸受基部１１０を有する。軸受基部１１０は、球状を有することができる、すなわち、中心Ｘを有する球体の一部分である。球面軸受基部１１０は、ロケットエンジン１０の噴射ヘッド２０の一部分とすることができる（図３）。例えば、噴射ヘッド２０は、ドーム形状の球状上側端部２１を有することができるので、ロケットエンジン１０を搭載するための搭載構造に容易に一体化することができる。噴射ヘッド２０の上側端部２１は、ロケットエンジン１０のノズル３０とは反対側に配置されている。

あるいは、球面軸受基部１１０は、ロケットエンジン１０のための燃料を貯蔵するためのタンク５０の一部分としうる（図３）。ロケット１用の上記燃料タンク５０の形状は、タンク５０内に貯蔵された燃料の高圧に耐え、熱損失を低減するためにタンク５０の表面を最小限に抑えるために、しばしば球体であるか又は少なくとも球状部分を有する。したがって、タンク５０の上記部分は、例えば、搭載アセンブリ１００の球面軸受基部１１０を形成することによって、ロケットエンジン１０を搭載するための搭載構造に容易に一体化することができる。

搭載アセンブリ１００は、球面軸受基部１１０と連結された球面保持リング１３０をさらに備えうる。例えば、球面保持リング１３０は、複数の締結具１４０によって球面軸受基部１１０に搭載することができる。上記締結具１４０は、保持リング１３０のフランジ部分１３５を軸受基部１１０の対応するフランジ部分１１１と接続させることができる。代替的又は追加的に、保持リング１３０は、軸受基部１１０に溶接されうる。

球面保持リング１３０は、球面保持リング１３０の少なくとも一部分と球面軸受基部１１０の少なくとも一部分との間に空間部を形成するように成形されている。保持リング１３０と軸受基部１１０は、共通の中心Ｘを共有する、すなわち、同心である、それぞれの球体の各部分である。球面保持リング１３０は、保持リング１３０と軸受基部１１０の間の空間部の周囲に配置された側壁１３４を備えうる。例えば、側壁１３４は、球状部分を保持リング１３０のフランジ部分１３５と接続させることができる。

この保持リング１３０と軸受基部１１０との間の空間部の内側には、サスペンションリンク１２０の球状端部１２２がある。サスペンションリンク１２０の球状端部１２２は、好ましくは一定であり、かつ、球面保持リング１３０と球面軸受基部１１０との間の空間部の（半径方向における）厚さ以下である、（半径方向における）厚さを有する。さらに、サスペンションリンク１２０の球状端部１２２の周方向外側縁部１２３は、保持リング１３０の側壁１３４から離間するように寸法決めされうる。従って、側壁１３４は、サスペンションリンク１２０の移動を制限する。

球状端部１２２は、保持リング１３０の表面と同様に軸受基部１１０の表面上を滑動することができるが、球状端部１２２と軸受基部１１０との間、並びに球状端部１２２と保持リング１３０との間に複数の玉を配置することができる。例えば、第１の複数の玉１１５を軸受基部１１０とサスペンションリンク１２０との間に配置し、第２の複数の玉１２５をサスペンションリンク１２０と保持リング１３０との間に配置することができる。複数の玉１１５、１２５の各々は、図２に最も良く示されているように、球状ケージ１１６及び球状リングケージ１２６内にそれぞれ任意選択的に固定することができる。

保持リング１３０は開口１３２を備え、サスペンションリンク１２０は、開口１３２を通って到達する支柱１２４を備える。サスペンションリンク１２２が軸受基部１１０と保持リング１３０との間の空間部の内側を移動することを可能にするために、支柱１２４の外径は、球面保持リング１３０の開口１３２の内径よりも小さい。図１に示すように、サスペンションリンク１２０は、中心Ｘを中心として特定の角度（−Ｘ°〜＋Ｘ°）で移動することができ、例えば、サスペンションリンク１２０は、標準のＮから約２０°まで、好ましくは約１５°まで、より好ましくは約１０°まで偏向することができる。この移動は、保持リング１３０の開口１３２の内径及び／又は側壁１３４の内径によって制限される。当然のことながら、このサスペンションリンク１２０の移動は、開口１３２の内径に対する支柱１２４の外径、及び／又は、側壁１３４の内径に対するサスペンションリンク１２０の球状端部１２２の外周縁１２３の外径によっても制限される。

図１は、サスペンションリンク１２０の支柱１２４の、軸受基部１１０及び保持リング１３０に対する移動を図示しているが、支柱１２４は、ロケット１の一次構造と固定的に接続されてもよく、その結果、軸受基部１１０及び保持リング１３０は、サスペンションリンク１２０に対して移動することが理解されるべきである。換言すると、サスペンションリンク１２０がロケット１に対して固定されつつ、ロケットエンジン１０は、中心Ｘを中心として、上記の量−Ｘ°〜＋Ｘ°だけ移動させることができる。

図３は、ロケット１の断面の一部分を概略的に示す。特に、図３は、タンク５０及びロケットエンジン１０を有するロケット１の底部を示す。ロケットエンジン１０は、ノズル３０と、通常では燃焼室を有する噴射ヘッド２０とを備える。燃焼室内で燃焼させられた燃料は、ノズル３０を通って出て、図３において上方向における推力を発生させる。この推力は、搭載アセンブリ１００を介して、ロケット１の残りの部分に、例えば、ロケット１の一次構造（図示せず）に伝達される。

図３は、搭載アセンブリ１００を、噴射ヘッド２０のドーム形状の端部２１に一体化された球面軸受基部１１０を有するように図示しているが、球面軸受基部１１０は、代替的に、タンク５０の一部分に一体化することができる。

当然のことながら、ロケット１は、２つの搭載アセンブリ１００を有する、ロケットエンジン１０を搭載するための搭載構造を有してもよく、タンク５０の一部分及び噴射ヘッド２０の上側端部２１の少なくとも一部分は、それぞれ、各搭載アセンブリ１００のそれぞれの球面軸受基部１１０を形成する。上記の一対の搭載アセンブリ１００は、共通の支柱１２４、すなわち、単一の支柱１２４と、一対の搭載アセンブリ１００のそれぞれの軸受基部１１０及び保持リング１３０と各々が相互作用する、支柱１２４の反対側の２つの球状端部１２２とを有するサスペンションリンク１２０を共有することさえできる。

Claims (10)

1. ロケットエンジン（１０）のための搭載アセンブリ（１００）において、
   前記搭載アセンブリ（１００）は、
   球面軸受基部（１１０）と、
   前記球面軸受基部（１１０）と結合されておりかつ球面保持リング（１３０）の少なくとも一部分と前記球面軸受基部（１１０）の少なくとも一部分との間の空間部を形成する球面保持リング（１３０）と、
   球状端部（１２２）を有するサスペンションリンク（１２０）とを備え、
   前記球状端部（１２２）は、前記球面軸受基部（１１０）と前記球面保持リング（１３０）の間の空間部内に配置されており、前記球面軸受基部（１１０）は、前記ロケットエンジン（１０）の噴射ヘッド（２０）の一部分であるか又は前記ロケットエンジン（１０）の燃料を貯蔵するためのタンク（５０）の一部分である、搭載アセンブリ（１００）。
2. 前記球面軸受基部（１１０）を形成する前記噴射ヘッド（２０）の前記一部分は、前記ロケットエンジン（１０）のノズル（３０）とは反対を向いている前記噴射ヘッド（２０）のドーム形状の球状端部である、請求項１に記載の搭載アセンブリ（１００）。
3. 前記サスペンションリンク（１２０）は、前記球状端部（１２２）に接続された支柱（１２４）をさらに備え、前記球面保持リング（１３０）は、開口（１３２）を備え、前記支柱（１２４）は、前記開口（１３２）を通って到達する、請求項１又は２に記載の搭載アセンブリ（１００）。
4. 前記支柱（１２４）の外径は、前記球面保持リング（１３０）の前記開口（１３２）の内径よりも小さい、請求項３に記載の搭載アセンブリ（１００）。
5. 前記球面軸受基部（１１０）と前記球面保持リング（１３０）と前記サスペンションリンク（１２０）の互いに接触する複数の接触面の内の少なくとも１つが、ポリテトラフルオロエチレンで被覆されている、請求項１〜４のいずれか１項に記載の搭載アセンブリ（１００）。
6. 前記搭載アセンブリ（１００）は、さらに、
   球面軸受基部（１１０）と前記サスペンションリンク（１２０）の球状端部（１２２）との間に配置された第１の複数の玉（１１５）を備え、
   前記第１の複数の玉（１１５）は、好ましくは、球状ケージ（１１６）内に固定される、請求項１〜５のいずれか１項に記載の搭載アセンブリ（１００）。
7. 前記搭載アセンブリ（１００）は、さらに、
   前記サスペンションリンク（１２０）の球状端部（１２２）と前記球面保持リング（１３０）との間に配置された第２の複数の玉（１２５）を備え、
   前記第２の複数の玉（１２５）は、好ましくは、球状リングケージ（１２６）内に固定される、請求項１〜６のいずれか１項に記載の搭載アセンブリ（１００）。
8. 前記球面保持リング（１３０）は、前記サスペンションリンク（１２０）の前記球状端部（１２２）の周方向外側縁部（１２３）の周囲に配置されておりかつ前記球面軸受基部（１１０）と前記球面保持リング（１３０）の間の前記空間部内における前記サスペンションリンク（１２０）の移動を制限する側壁（１３４）を備える、請求項１〜７のいずれか一項に記載の搭載アセンブリ（１００）。
9. 前記サスペンションリンク（１２０）の前記球状端部（１２２）の前記周方向外側縁部（１２３）の外径は、前記球面保持リング（１３０）の前記側壁（１３４）の内径よりも小さい、請求項８に記載の搭載アセンブリ（１００）。
10. ロケットエンジン（１０）と、
    燃料タンク（５０）と、
    前記ロケットエンジン（１０）を搭載するための請求項１〜９のいずれかに記載の搭載アセンブリ（１００）とを備える、ロケット（１）。

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