JP2021183870A - 極低温推進剤を備えたロケットエンジン用の冷却弁及び上記冷却弁を備えたロケットエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】 改良した極低温推進剤を備えたロケットエンジン用の冷却弁と、上記弁を備える極低温推進剤を備えたロケットエンジンと、上記ロケットエンジンを備えた宇宙船の提供。【解決手段】 ロケットエンジン用の冷却弁１０であって、軸線方向Ｘに沿って延びる通路１４を備えたケーシング１２と、ケーシング１２内に収容されかつ軸線方向Ｘに沿ってケーシング１２に対して移動可能な弁１６とを備え、弁１６が、軸線方向Ｘに沿って延びるステム１６Ｂと、ステム１６Ｂと接続されている通路１６Ｂを密着して閉鎖又は開放するヘッド部とを備え、ステム１６Ｂが、通路１４内の周囲温度の関数として軸線方向Ｘに沿って変形するように構成された少なくとも１つの二元金属要素１８、１８’によってケーシング１２に連結されるロケットエンジン用の冷却弁１０。【選択図】図２

Description

本開示は、極低温推進剤を備えたロケットエンジン用の冷却弁と、上記弁を備える極低温推進剤を備えたロケットエンジンと、上記ロケットエンジンを搭載した宇宙船に関する。

「冷却(Cooling down)」という用語とは、ロケットエンジンのターボポンプが必要とされる動作条件下にあるように、ロケットエンジンのターボポンプの全部又は一部又は他の要素を一般に冷却することによって所定の温度に持ち込む操作である。特に、ロケットエンジン用の推進剤送液ポンプは、ターボポンプの始動前、すなわちターボポンプが停止したときに冷却される。

「宇宙船(spacecraft)」という用語は、宇宙に送られることを意図したあらゆる船を意味する。この用語は、特に、スペースランチャーの単段、単段を備えたスペースシャトル、衛星又は均等物を意味するだけではない。

ロケットエンジン用の公知の冷却システムは、一般に、電気システム又は空気圧システムによって制御される弁を備える。この種の弁及び関連する制御装置は、一般的に複雑である。これらの制御装置の第１の単純化は、フィードバックループを回避するために、流体回路の内部の有効温度ではなく、所定の時間周期の関数として弁の閉鎖／開放を制御することからなる。しかしながら、流体回路内の効果的な冷却は最適化されていない。特に、上記冷却中に消費される推進剤の量は、あらゆる状況下で必要な温度までの冷却を保証するのに相当な量である。したがって、この分野には必要性が存在する。

一実施形態は、ロケットエンジン用の冷却弁であって、冷却弁は、軸線方向に沿って延びる通路と、ケーシング内に収容されかつ軸線方向に沿ってケーシングに対して移動可能な弁とを備えるケーシングを備え、弁は、軸線方向に沿って延びるステムと、ステムと接続されている通路を閉鎖又は開放するヘッド部とを備え、ステムは、通路内の周囲温度の関数として軸線方向に沿って変形するように構成された少なくとも１つの二元金属要素によってケーシングに連結される、ロケットエンジン用の冷却弁に関する。

次に、別に規定する場合を除き、「周囲温度(ambient temperature)」とは、通路内の周囲温度と理解される。また、別に規定する場合を除き、「二元金属要素(bimetal element)」とは、少なくとも１つの二元金属（バイメタル）要素と理解される。

弁ヘッド部は、通路の壁に設けられた座部と協働するように構成される。ヘッド部が座部に対して当接している場合には、通路は閉じており（したがって、弁は閉じている）、逆に、ヘッド部が座部から離れている場合には、通路は開いている（したがって、弁は開いている）。

二元金属要素は、周囲温度の変動の関数として連続的に変形することができる、あるいは、閾値効果で不連続的に変形することができる。二元金属要素は、熱膨張から生じる動きを増幅することができ、これは、周囲温度の関数として弁を開閉するのに有益である。

二元金属要素は、一方ではケーシングと協働し、他方ではステムと協働することが理解されるであろう。二元金属要素は軸線方向に沿って変形することにより、二元金属要素はステム、ひいては軸線方向に沿って弁全体を変位させ、その結果、ヘッド部は弁が開閉するように座部から遠ざかるか又は近づく。

弁は、周囲温度が所定の温度以下の場合に閉じるように構成することができる。換言すれば、弁は、周囲温度が所定の温度よりも大きい場合に、全体的に又は部分的に開くように構成することができる。

冷却操作の間、例えば、（冷却剤よりも一般的に温かい）冷却すべき部分又は部分の中又は近傍で延びている流体回路内で、冷却剤を循環させ、この冷却回路は、例えば、冷却すべき部分において又は部分の下流において、本開示による少なくとも１つの弁を備える。冷却剤は、一般的に、冷却すべき部分よりも冷たい。冷却すべき部分の壁が冷却剤と同じ温度でない限り、弁が開いたまま又は部分的に開いたままで当該部分は冷却剤を加熱する。冷却すべき部分の壁が所定の温度、例えば冷却剤の初期温度±１０％の温度に達すると、二元金属要素は通路を閉じるように軸線方向に変形する。冷却すべき部分の壁が所望の温度に達していれば、冷却剤を流す必要はなくなる。そのため、弁は閉じられる。

いくつかの実施形態では、ステムは、２つの別個の二元金属要素のみによってケーシングに連結されている。

換言すれば、弁は、厳密には２つの二元金属要素を備えうる。この例では、二元金属要素は、一方でステムを軸線方向に沿って変位させ、他方でステムを軸線方向に沿って案内するように機能しうる。上記の構成は、簡素で堅牢であり、良好な信頼性を保証し、経費の点で経済的である。

いくつかの実施形態において、ステムは、軸線方向に沿って対向する２つの端部を有し、各端部は、単一の二元金属要素に接続されている。

例えば、端部は、一端からロッドの全長の３０％まで延びている部分としうる。各端部を二元金属要素に連結することにより、軸線方向に沿ったステムの完全な保持及び案内が保証され、これは、例えば振動によって破壊される機械的環境における弁の信頼性及びその適正な作動に寄与する。

いくつかの実施形態では、弁は、ケーシングと接続されている少なくとも１つのスリーブを備え、スリーブは、通路内で軸線方向に沿って延び、軸線方向に沿って摺動可能にステムを収容し、ステムは、単一の二元金属要素によってケーシングに連結されている。

以下において、「スリーブ」とは、別に規定する場合を除き、少なくとも１枚のスリーブと理解される。

この例では、単一の二元金属要素は、ステムを軸線方向に沿って変位させる機能のみを果たすことができ、一方で、スリーブは、ステムを軸線方向に沿って案内するためにのみ使用することができる。上記構成により、二元金属要素を解放し、軸線方向に沿ったステムの位置のより良好な制御を保証することができる。

いくつかの実施形態では、弁は、２つのスリーブを備え、ステムは、軸線方向に沿って対向する２つの端部を有し、各端部は１つのスリーブに係合される。

各端部を１つのスリーブに係合させることにより、ステムを軸線方向に沿って完全に保持及び案内することができ、弁の信頼性に寄与する。

いくつかの実施形態において、少なくとも１つの二元金属要素は、軸線方向に見ると、穴の開いた環状又は略矩形の形状を有する。

「略形状（General shape）」は、必ずしも角度や縁部のごくわずかな変化に注意を払うことなく、全体として考えられる形状として理解される。上記の形状は、ケーシングとステムとの間の冷却剤の通過のための十分な開口部を残したままで、軸線方向に沿ってステムを変位させるのに特に効率的かつ堅牢である。

いくつかの実施形態において、少なくとも１つの二元金属要素は、例えば２０°Ｋ±１０Ｋ（２０度ケルビン±１０度ケルビン）又は９０°Ｋ±１０Ｋ（９０度ケルビン±１０度ケルビン）又は１１０°Ｋ±１０Ｋ（１００度ケルビン±１０度ケルビン）の温度などの、１０°Ｋ（１０度ケルビン）〜１５０°Ｋ（１５０度ケルビン）の間の所定の周囲温度にさらされたときに、通路を閉鎖するために、軸線方向に沿って変形するように構成されている。

上記の周囲温度の値は、ロケットエンジンの冷却に適している。例えば、２０°Ｋ±１０°Ｋは液体二水素（Ｈ₂）、９０°Ｋ±１０°Ｋは液体酸素（Ｏ₂）、１１０°Ｋ±１０°Ｋは液体メタン（ＣＨ₄）に適している。

いくつかの実施形態において、二元金属要素は、２つの別々の材料で構成され、２つの材料の内の１つは、鉄及びニッケル基合金である。

例えば、鉄及びニッケル基合金は、（６４ＦｅＮｉとしても知られる）Ｆｅ−Ｎｉ３６％又はＩＮＶＡＲ（登録商標）としうる。上記材料は温度に対する感度が非常に低いので、これにより、温度の関数として、２つの別々の材料の対の挙動、ひいては、二元金属要素の挙動をより良好に制御することができる。具体的には、二元金属の変形は、２つの材料の内の１つのみの関数、すなわち、鉄及びニッケル基合金でない材料の関数であると考えることができる。

いくつかの実施形態において、弁は、少なくとも１つの二元金属要素を加熱するように構成された加熱要素を備える。

例えば、加熱要素は電気抵抗器を備える。例えば、加熱要素はオン／オフで制御される。

上記加熱要素により、二元金属要素を加熱することができ、所定の温度よりも冷たい周囲温度で弁を閉じることができる、すなわち、所定の温度を超えている場合には弁を開いたままにするか又は弁を再び開放させることができる。

また、一実施形態は、本開示に記載されているいくかの実施形態のいずれか１つによる冷却弁を備えるロケットエンジンに関する。

また、実施形態は、本開示に記載されている実施形態のいずれか１つによるロケットエンジンを備える宇宙船に関する。

本開示の主題及びその利点は、非限定的な例で説明される異なる実施形態の以下の詳細な説明を読むことでよりよく理解されるであろう。この記載は添付の図面を参照する。

図１はロケットエンジンを搭載した宇宙船を表す。 図２は、図１のロケットエンジンの冷却回路の弁を表す。 図３は、図２の弁の二元金属要素を軸線方向から見たものである。 図４は図３の二元金属要素の変形例を表す。 図５は、図２の弁の変形例を表す。

図１は、極低温推進剤のためのタンク６０によって動力を供給されるロケットエンジン５０を搭載した宇宙船１００を表す。タンク６０内に収容された極低温推進剤は、一方で、ロケットエンジン５０の冷却のために使用することができるが、他方で、ロケットエンジン５０の動作のための燃料としても使用することができる。冷却に使用される推進剤は、完全に又は部分的に再循環することができ、例えば、タンク６０に再び注入するか、又は他に排出することができる。以下において、「流体(fluid)」とは、別に規定する場合を除き、「冷却流体」と理解する。

ロケットエンジン５０は、表されておらず当業者に知られている、冷却回路を備えている。ロケットエンジン５０は、例えば、冷却回路内に、ロケットエンジン用の冷却弁１０を備える。図２は、冷却弁１０の模式図を示す。

冷却弁１０は、軸線方向Ｘに沿って延びている通路１４を備えたケーシング１２を備える。この例では、ケーシング１２も軸線方向Ｘに沿って延びている。通路１４は、流体入口１４Ａ（又は入口１４Ａ）と、流体出口１４Ｂ（又は出口１４Ｂ）とを有し、流体は入口１４Ａから出口１４Ｂに向かって流れることができる。弁１６（又は弁本体１６）が、ケーシング１２内に収容されており、ケーシング１２に対して、ケーシング１２内で、通路１２を閉じる又は開くように軸線方向Ｘに沿って移動可能である。弁１６は、通路１４の壁と協働するように構成された通路１４を閉鎖又は開放するためのヘッド部１６Ａと、軸線方向Ｘに沿って延びているステム１６Ｂとを有する。ヘッド部１６Ａ及びステム１６Ｂは、通路１２内に配置されている。この例では、ヘッド部１６Ａは、軸線Ｘのディスクの形状を有し、軸線方向Ｘに対して横断方向に延びている。ヘッド部１６Ａは、通路１４を形成するケーシングの壁によって形成される座部１３と当接するように構成されている。座部１３は、通路１４の幅狭部１４Ｄから幅広部１４Ｃを分離する環状の肩部によって形成されている。幅広部１４Ｃは幅狭部１４Ｄと比較して幅が広く、逆に幅狭部１４Ｄは幅広部１４Ｃと比較して幅が狭い。この例では、入口１４Ａは幅広部１４Ｃに開口しているのに対して、幅狭部１４Ｄは出口１４Ｂに開口している。

ステム１６Ｂは、通路１４内の周囲温度の関数として軸線方向Ｘに沿って変形するように構成された少なくとも１つの二元金属要素１８によってケーシング１２に連結されている。この例では、ステム１６Ｂは、単一の二元金属要素１８を介してケーシング１２に連結されている。この例では、ステム１６Ｂは、軸線方向Ｘに沿って対向する２つの端部１６Ｂ１及び１６Ｂ２を有し、各端部１６Ｂ１及び１６Ｂ２は、ケーシング１２と接続されているスリーブ２０内で軸線方向Ｘに沿って摺動可能に収容されている。各スリーブ２０は、通路１４内で軸線方向Ｘに沿って延びている。換言すれば、各スリーブ２０は軸線Ｘにある。変形例では、弁１０は、２つより多いスリーブ２０又は１つのスリーブ２０を有し、スリーブは、軸線方向Ｘに沿って多少とも長くすることができる。各スリーブ２０は、半径方向アーム２０Ａを介してケーシング１２と接続されている。

二元金属要素１８は、一方ではステム１６Ｂの環状溝１６Ｂ３に係合し、他方ではケーシング１２の環状溝１２Ａに係合する。この例では、環状溝１６Ｂ３は、弁１０の半径方向外側に向かって開いているのに対し、環状溝１２Ａは、弁１０の半径方向内側に向かって開いている。

図３から分かるように、この例では、軸線方向Ｘから見て、二元金属要素１８は、穴の開いた環状形状、すなわち、流体の通過のためのいくつかの穴１７を有し、内側環状縁部１８Ａは環状溝１６Ｂ３に係合されているのに対し、外側環状縁部１８Ｂは環状溝１２Ａに係合されている。図４に表わされる変形例において、軸線方向Ｘから見て、二元金属要素１８’は、略矩形の形状を有し、矩形の短辺は、環状溝１２Ａに係合される。矩形の形状は、ステム１６Ｂを収容する中心穴を有し、この中心穴の縁部は、環状溝１６Ｂ３と係合する。矩形の形状の長辺と、通路１２を形成する壁との間には、流体が通過するための空間１７’が設けられている。

図１は、開放位置にある弁１０を表す。作動時には、流体は、弁１０内で矢印Ｆに続いて、入口１２Ａから出口１２Ｂに流れ、この流れは、ヘッド部１６Ａを閉鎖位置、すなわち座部１３に向かって押し込むのに役立つ。二元金属要素１８は、流体の温度の関数として、矢印Ｄに続いて軸線方向Ｘに沿って変形し、この変形は、ヘッド部１６Ａを座部１３に近づけるか又はさらに遠ざける効果を有し、その結果として、通路１２が閉じるか開く。この例では、二元金属要素１８は、１０°Ｋ〜１５０°Ｋの間の所定の環境温度に晒されている場合に二元金属要素１８が通路１２を閉じるように軸線方向Ｘに沿って変形するように構成されている。この例において、二元金属要素１８は、２つの別々の材料１９Ａ及び１９Ｂから構成されており、この２つの別々の材料の内の一方、例えば、材料１９Ｂは鉄及びニッケル基合金であり、例えば、（６４ＦｅＮｉとしても知られる）Ｆｅ−Ｎｉ３６％又はＩＮＶＡＲ（登録商標）であり、２つの別々の材料の内の他方、例えば、材料１９Ａは、３００番台のオーステナイト系ステンレス鋼である。この例では、図３に示すように、二元金属要素１８の閉鎖の有効温度を修正することができるように、弁１０は、二元金属要素１８を加熱するように構成された加熱要素２２を備えている。この例では、加熱要素は、二元金属要素１８の一方の面に接合された電気抵抗器２２である。

図５に表される変形例によると、弁１０’はスリーブ２０を備えておらず、複数の二元金属要素１８を備え、この例では２つの二元金属要素１８である。上記の二元金属要素１８’を二元金属要素１８の代わりに使用することができ、二元金属要素１８、１８’を組み合わせて使用することができる。

図５の例では、ステム１６Ｂは、２つの別個の二元金属要素１８のみによってケーシング１２に連結されており、各端部１６Ｂ１及び１６Ｂ２は単一の二元金属要素１８に結合されている。各二元金属要素１８は、上述したのと同様の方法で、ステム１６Ｂ及びケーシング１２と協働する。弁１０’の動作は、弁１０の動作と同様である。

本発明は特定の実施形態を参照して記載されているが、特許請求の範囲によって規定される発明の一般的な範囲から逸脱することなく、これらの例に修正及び変更を加えうることは明白である。特に、図示又は言及された異なる実施形態の個々の特徴は、追加の実施形態において組み合わされ得る。したがって、上記の記載と図面は、制限的なものではなく、例示的な意味であると考えられるできである。

また、方法を参照して記載された全ての特徴は、単独で又は組み合わせて、装置に置換可能であり、逆に、装置を参照して記載された全ての特徴は、単独で又は組み合わせて、方法に置換可能であることは明らかである。

Claims (10)

1. ロケットエンジン用の冷却弁（１０）において、
   前記冷却弁は、
   軸線方向（Ｘ）に沿って延びている通路（１４）を備えたケーシング（１２）と、
   前記ケーシング（１２）内に収容されておりかつ前記軸線方向（Ｘ）に沿って前記ケーシング（１２）に対して移動可能な弁（１６）とを備え、
   前記弁（１６）が、軸線方向（Ｘ）に沿って延びるステム（１６Ｂ）と、前記ステム（１６Ｂ）と接続されている前記通路（１６Ｂ）を密着して閉鎖する又は開放するヘッド部とを備え、前記通路（１４）内の周囲温度の関数として前記軸線方向（Ｘ）に沿って変形するように構成された少なくとも１つの二元金属要素（１８、１８’）によって、前記ステム（１６Ｂ）が前記ケーシング（１２）に連結される、ロケットエンジン用の冷却弁（１０）。
2. 前記ステム（１６Ｂ）が、２つの別々の二元金属要素（１８、１８’）だけで前記ケーシング（１２）に連結されている、請求項１に記載の冷却弁（１０’）。
3. 前記ステム（１６Ｂ）は、前記軸線方向（Ｘ）に沿って対向する２つの端部（１６Ｂ１、１６Ｂ２）を有し、前記２つの端部（１６Ｂ１、１６Ｂ２）の各々は、単一の二元金属要素（１８、１８’）に結合されている、請求項２に記載の冷却弁（１０’）。
4. 前記冷却弁（１０）は前記ケーシング（１２）と接続されている少なくとも１つのスリーブ（２０）を備え、前記少なくとも１つのスリーブ（２０）は、前記通路（１４）内で前記軸線方向（Ｘ）に沿って延びており、前記軸線方向（Ｘ）に沿って摺動可能に前記ステム（１６Ｂ）を収容し、前記ステム（１６Ｂ）は、単一の二元金属要素（１８、１８’）によって前記ケーシング（１２）に連結されている、請求項１に記載の冷却弁（１０）。
5. 前記冷却弁（１０）は２つのスリーブ（２０）を備え、前記軸線方向（Ｘ）に沿って対向する２つの端部（１６Ｂ１，１６Ｂ２）を有する前記ステム（１６Ｂ）は、前記２つの端部（１６Ｂ１，１６Ｂ２）の各々が１つのスリーブ（２０）に係合している、請求項４に記載の冷却弁（１０）。
6. 前記少なくとも１つの二元金属要素（１８、１８’）が、前記軸線方向（Ｘ）に見られるときに、穴の開いた環状又は略矩形の形状を有する、請求項１〜５のいずれか一項に記載の冷却弁（１０、１０’）。
7. 前記少なくとも１つの二元金属要素（１８、１８’）が１０°Ｋ〜１５０°Ｋの間の周囲温度、例えば２０°Ｋ±１０°Ｋ又は９０°Ｋ±１０°Ｋ又は１１０°Ｋ±１０°Ｋの周囲温度にさらされたときに、前記通路（１４）を閉鎖するために、前記少なくとも１つの二元金属要素（１８、１８’）が前記軸線方向（Ｘ）に沿って変形するように構成されている、請求項１〜６のいずれか一項に記載の冷却弁（１０、１０’）。
8. 前記少なくとも１つの二元金属要素（１８、１８’）が２つの別々の材料から構成されており、前記２つの別々の材料の一方が鉄及びニッケル基の合金である、請求項１〜７のいずれか一項に記載の冷却弁（１０、１０’）。
9. 前記少なくとも１つの二元金属要素（１８、１８’）が、前記少なくとも１つの二元金属要素（１８、１８’）を加熱するように構成された加熱要素（２２）を備える、請求項１〜８のいずれか一項に記載の冷却弁（１０、１０’）。
10. 請求項１〜９のいずれか一項に記載の冷却弁（１０、１０’）を備えるロケットエンジン（５０）。

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