JP2022553637A - 宇宙船用ハイブリッド推進装置 - Google Patents

Abstract

本発明は、宇宙船またはロケット用のハイブリッド推進装置（１００）に関し、当該推進装置は、燃焼室（１５）を画定し、固体推進剤（２０）のブロックを収容するための外部体（１０）と、液体推進剤（４０）を収容するための加圧タンク（３０）と、当該２つの推進剤の反応により生成される燃焼ガスを噴出するためのノズル（５０）とを備える。加圧タンクは、固体推進剤のブロックに包囲される外部体内部に設置される。推進装置は、固体推進剤の部分間に軸方向に配置され、かつ燃焼の有効性を向上させる複数の液体推進剤インジェクタ（３１）をさらに含む。本発明はまた、このようなハイブリッド推進装置を備える打ち上げ機タイプの宇宙船にも関連する。【選択図】図３

Description

本発明は航空宇宙ハイブリッド推進、とりわけ、ハイブリッドロケットエンジンの構造の一般分野に属し、より具体的には、打ち上げ機等の、宇宙船および宇宙機用を主に目的としたハイブリッド推進システム（または推進装置）に関する。

本発明は、宇宙航空分野に直接適用されるものである。

いわゆるハイブリッド宇宙推進は、固体推進剤と液体推進剤を併用することで、それぞれの欠点の影響を抑えつつ、利点を組み合わせる技術である。この技術の原理は１９３０年代に遡るが、最初の試験は１９５０年代にアメリカ陸軍により実施された。特許文献１には、例えば、初期のハイブリッド推進システムの１つが記載されている。固体・液体ハイブリッド推進は、固形燃料または推進剤と液体酸化剤を使用することに特徴付けられる。稀に、この構成が液体推進剤と固体酸化剤となり、逆になることがある。ハイブリッド推進の利点は、液体推進の複雑な構造と比較した際のその簡易性にあるが、固体推進と異なり、液体酸化剤の供給を変化させることによって推力を調節できることも理由である。

かなり多くの文献がハイブリッド推進の可能性を称賛しているが、同時にこの技術の運用上の制限も強調されており、現時点では大規模な開発の妨げになっている。

１９９０年代には、高出力ハイブリッドロケットエンジンに関し、Ａｍｒｏｃ社により研究が行われたが、結論に達していない。

実際、スペースシップワンがハイブリッド推進を採用した初めての宇宙航空機（２００４年）である。それ以来、ハイブリッド推進は、弾道飛行における乗客輸送を視野に入れ、そこに多大な安全上の利点（使用される推進剤が爆発性でない）とコスト削減の可能性とを見出したスペースシップ等の数少ない特定用途に限定されたままとなっている。

通例、ハイブリッド推進装置では、液体酸化剤（ＬＯＸ、Ｎ_２Ｏ、Ｈ_２Ｏ_２等）が固体還元剤（ポリマー、パラフィン等）を収容する燃焼室に噴射される。これら２種の反応によって燃焼が生じ、固体推進剤または液体推進剤推進装置の場合と同様の方法で、推進に必要なエネルギーが作り出される。

この原理によれば、高い推力を得ることができ、さらには、噴射される酸化剤の流量を調整することで推力を調節することができる。また、特定の化学種を選択することによって、ハイブリッド推進を無毒および／または非火工的な性質のものとすることができる。

しかしながら、この推進には、入手可能な材料の性能に限界があり、とりわけ、現在の還元剤の消費率が低いため、打ち上げ機等の高い推力が要求される機体への使用は適さないという欠点がある。

図１ａおよび図１ｂに概略的に示される、大多数の既知のハイブリッド推進装置の通常構造は、まず、液体推進剤タンクと燃焼室との間の距離によるコンパクト性および体積効率に欠ける問題に直面し、次に、より危機的な揺れの現象問題に直面する。特許文献２は、液体推進剤タンクが固体推進剤により画定される燃焼室内に全体的または部分的に配置されたロケットエンジン構造を記載しており、これにより上記問題に対応している。

このようにコンパクトな構造であるにもかかわらず、液体推進剤の噴射は燃焼室内で非常に局所的なままであり、２つの推進剤から結果として生じるガス状化学種の最適な混合を得ることができない。

この混合の問題は、燃焼室が大きくなると深刻になるため、既存のハイブリッド推進システムは大規模な宇宙用途には使用できない。これは、気体流に生じる乱流構造のスケールが、燃焼室のサイズに比例して変化しないことに起因する。それ故、大型の燃焼室内においては、小型の燃焼室よりも、燃焼領域が固体推進剤の燃焼面から離れて配置される。そのため、大型の燃焼室は小型の燃焼室よりも非効率となる。

現在のハイブリッド推進装置では混合が最適でないため、燃焼によって放出されるエネルギーは最適な混合に応じた最大値を下回ったままであり、推進装置から排出される試薬の一部は反応していない状態であり、よってエネルギーを放出せずに排出される。このため、推進装置の効率、ひいては性能は、それらの理論的に達成可能な値よりも明らかに劣っている。

さらに、前述の理由により、燃焼によって放出される熱は、固体推進剤に十分に伝達されない。しかしながら、この固体推進剤に伝達される熱により、図２において実線矢印で表される、後退速度と呼ばれる固体推進剤の消費率が決定される。これは、固体推進剤に伝達される熱量が大きいほど、固体推進剤が急速に消費されるからである。推進装置の推力はこの後退速度に部分的に左右されるため、高出力用途では後退速度を最大とすることが望ましい。

これらの多くの理由により、出願人の知見の限りでは、とりわけ、宇宙船が大気圏外の軌道に到達するまで宇宙船を推進するのに十分な大きさのハイブリッド推進システムを使用可能とする解決手段は存在していない。

米国特許第３２７４７７１号明細書 国際公開第２０１７／１４２５９０号

本発明は、上記欠点を克服し、それに関連する技術的問題点に対処することを目的とする。

この目的のために、本発明の目的は、特に宇宙船またはロケット用のハイブリッド推進装置を提供することであり、当該推進装置は、長手方向Ｘに延び、かつ内部に固体推進剤を収容する外部体と、液体または気体の推進剤を収容する加圧タンクと、当該２つの推進剤の燃焼から生成される気体を噴出するためのノズルとを備える。この推進装置は、固体推進剤の部分間に軸方向に配置される複数の液体または気体の推進剤インジェクタを含み、前述の固体推進剤は、少なくとも１つの中空円筒形のブロックからなる点で顕著である。

一実施形態によれば、インジェクタは、固体推進剤の内面に沿って配置される。

特に有利な実施形態によれば、加圧タンクは、外部体の内部に設置されて前記固体推進剤により包囲され、またインジェクタは、前述の加圧タンクに沿ってその周囲に配置される。

このように、インジェクタを固体推進剤へ近接させることで、固体推進剤の内面と加圧タンクとの間のチャネルによって形成される燃焼室全体にわたり大量の液体推進剤を供給することができ、推進装置のサイズ（径および長さ）に関係なく、燃焼領域を固体推進剤の内部表面（燃焼面）の近くに維持することができる。

より具体的には、インジェクタは、加圧タンクの長手方向軸に沿って長手方向の列に、および前述の長手方向軸に対して半径方向の列に均一に配置され、半径方向の列は等間隔である。

有利には、外部体と加圧タンクは同軸である。

一実施形態によると、加圧タンク内に収容される液体または気体の推進剤は、弁タイプの流量制御装置およびインジェクタを接続するパイプを介して、または加圧タンクの二重壁を介してインジェクタへと送られる。

パイプは、加圧タンクの壁と接触していてもよく、例えば、極低温液体推進剤を送ることによって、それらの冷却システムとして機能してもよい。

有利な実施形態によれば、ノズルは、エアロスパイク型であり、加圧タンクに固定される中心体と、中心体を包囲して推進装置の外部体に固定される環状体とを含む。

好ましくは、ノズルの中心体は、スイベルおよび／またはスライダ接続とジャッキタイプのアクチュエータによって加圧タンクに接続され、その首部の断面および／または長手方向軸に対する中心体の傾斜を変更することによってノズルを操作することを可能とする。

有利には、加圧タンクは、その下端部でコネクティングロッドによって外部体に固定され、コネクティングロッドは、加圧タンクの長手方向軸に対して半径方向に配置される。

代替的な実施形態によると、加圧タンクは、その下端部にある少なくとも１つのジャッキと、当該下端部の反対側の上端部にある弾性接続によって外部体内で動くことができるように取り付けられる。１または複数のジャッキは、例えば、加圧タンクを加圧する余剰ガスによって作動する空気圧ジャッキである。

さらに具体的には、各ジャッキは、外部体の長手方向軸Ｘの周囲に半径方向に配置され、外部体をノズルの中心体の上部に接続して、その首部の断面および／または長手方向軸に対する中心体の傾斜を変更することによって、前述のノズルを操作することを可能とする。

加圧タンクとノズルの中心体を所定の位置に保持するこれらのジャッキによって、ノズル首部の形態（偏心）が変更可能になる。この変更により、推力の方向付けが可能になり、結果、推進装置の制御が可能になる。さらにこれらのジャッキにより、推進装置の稼働中に、ノズル首部の断面を変更してノズルの拡張度を適応させることができる。

推進剤の化学的性質に関しては、固体推進剤はポリマーまたはパラフィンワックスをベースとしたものでもよく、液体推進剤は極低温液体酸素（ＬＯＸ）、過酸化水素（Ｈ_２Ｏ_２）、または一酸化窒素（Ｎ_２Ｏ）であってもよい。

本発明の別の目的は、上記で示したハイブリッド推進装置を含む、打ち上げ機タイプの宇宙船を提供することである。

本発明の基本的概念は、その最も基本的な形態で上記に開示されているが、他の詳細および特徴は、非限定的な例として本発明の原理によるハイブリッド推進装置の実施形態を示す添付の図面に関連させて以下の説明を読むことによって、より明確になるであろう。

各図面および各図面の要素は、必ずしも同じ縮尺で示されているわけではない。全ての図面において、同一または同等の要素には同じ参照番号が付される。
先行技術によるハイブリッド推進装置の概略図である。 液体推進剤導入用ターボポンプを備えた図１ａの推進装置である。 先行技術のハイブリッド推進装置の、稼働中の燃焼室を示す概略図である。 本発明の一実施形態によるハイブリッド推進装置の概略断面図である。 本発明による推進装置の部分断面斜視図であって、外部体、固体推進剤、液体推進剤タンク、およびインジェクタの配置を示す図である。 放射状噴射を示す図４の詳細図である。 本発明による推進装置に使用できる固体推進剤ブロックの形態の一例を示す図である。 一実施形態による推進装置の断面図である。 図５の固体推進剤ブロックを用いた、別の実施形態による推進装置の断面図である。 一実施形態による推進装置の部分分解図である。 別の実施形態による推進装置の断面図であって、液体推進剤タンクが固体推進剤第２ブロックに囲まれている図である。 図８の実施形態による推進装置の長手方向の断面詳細図である。 一実施形態による推進装置の長手方向の部分断面図であって、外部体と、液体推進剤タンクと、ノズルとの間の接続を示す図である。 中心体を取り囲む変形可能壁を用いた、一実施形態による推進装置の液体推進剤タンクおよびノズルの中心体の分解図である。 一実施形態によるハイブリッド推進装置の概略図であって、液体推進剤タンクが外部体の外側に設けられた図である。 本発明の別の実施形態によるハイブリッド推進装置の概略断面図である。

以下に述べる実施形態では、主に宇宙船およびロケット用を意図している「ハイブリッド」推進システムに言及している。この非限定的な例は、本発明をよりよく理解するために提供されており、戦術ミサイル、軍用空中ドローン、およびその他の適合される機体における推進システムの使用を除外するものではない。

本明細書のその他の箇所において、「推進装置」という用語は、広く解釈すれば、ロケット推進装置またはロケットエンジンとも呼ばれる宇宙推進装置を指し、より正確には宇宙推進システムを指し、「ハイブリッド推進装置」は固体推進剤および液体推進剤タイプのハイブリッド宇宙推進システムを指す。

図１ａ、図１ｂ、および図２を参照すると、先行技術のハイブリッド推進装置は、簡略化された形態において、加圧システムＰＳによって加圧される液体推進剤ＬＰのタンクと、固体推進剤ＳＰを貯蔵し、その内面が燃焼空間を区画し、燃焼ガスを噴出するためのノズルで終端して、推進に必要な推力を発生させる燃焼室ＣＣとを備えることを再認識することが重要である。図２に概略的に示すように、液体推進剤は、流量を制御する弁と、液体推進剤を噴霧するインジェクタを通過して燃焼室内へ押し入れられる。液体推進剤のタンク内の圧力が燃焼室内の圧力を超えない場合は、図１ｂに示すように、ターボポンプを使用して圧力を上げることができる。図２に概略的に示される稼働中の燃焼室では、噴入された液体推進剤の液滴が、局所的な温度に応じて、ガス状化学種ＬＰ^＊を生成する。同様に、固体推進剤からは、ガス状化学種ＳＰ^＊が生成される。これらのガス状化学種は、次に燃焼室内で混合され、どちらか一方の推進剤がなくなるまで非常に発熱的に反応して、新しい化学種を生成する。この燃焼は、火工品点火装置、電気アーク、レーザ等の外部熱源によって、または触媒の影響下での液体推進剤の自然発熱分解によって開始され得る。

図３は、本発明によるハイブリッド推進装置１００を示し、燃焼室１５を画定する固体推進剤２０を収容するための外部体１０と、液体推進剤４０を収容するための加圧中央タンク３０であって、外部体の内側に配置され、その長手方向軸Ｘに沿って延びる加圧中央タンクと、ジャッキ６０によって外部体１０に連結的に取り付けられる燃焼ガス排出用のノズル５０とを主に備えている。

図示の実施形態によれば、外部体１０は、円形の基部を有するほぼ円筒形の中空形状を有し、より正確には、燃焼室内の圧力に対する機械的強度を高めるためにレンズ状の円筒形の側壁１１とわずかに湾曲した上端壁１２とを含む。さらに、空力性能とサイズによる明白な理由から、外部体１０は長手方向軸Ｘに沿って細長い形状を有し、これにより、大量の固体推進剤２０の貯蔵を可能にしつつ、（大気圏内飛行において）抗力を低減させることができる。

図示の実施形態によれば、固体推進剤２０はブロックの形態であり、一体（モノブロック）であってもよく、複数のブロックを重ね合わせることによって得られてもよく、外部体１０に収納されるように適合した形態および寸法を有する。これは、固体推進剤２０のブロックは中空形態であり、以下に強調するように、推進装置１００の他の要素の配置、特に、軸方向の配置が本発明の文脈において不可欠な中央タンク３０の配置を可能にすることを条件として、固体推進剤２０のブロックが外部体１０の形状と一致する外面と任意の形状の内面２１とを有するからである。

固体推進剤２０のブロックの内面２１はさらに燃焼室１５の境界を定め、その体積は固体推進剤のブロックが燃焼中に消費されるにつれて増加する。

固体推進剤２０は、重合材料または急速燃焼パラフィンワックス等の熱可塑性材料がベースのものでもよい。例えば、固体推進剤２０は、ヒドロキシテレケリックポリブタジエン（ＨＴＰＢ）、ＨＴＰＢの誘導体、またはポリオキシメチレン（ＰＯＭ）である。

固体推進剤２０はまた、推進装置の比推力、換言すると、噴出されるガスの速度を増加させるアルミニウム、マグネシウム、リチウム、またはベリリウム等の金属添加剤を含んでもよい。

図示の実施形態によれば、中央タンク３０は、外部体１０の内側に同軸に配置され、円形の基部を有する円筒形の管状を有し、その上端が開口し、半球状の底部によって閉じられ、中央タンクに沿ってその周囲に分散して配置される複数のインジェクタ３１と、液体推進剤の流量制御装置３２と、インジェクタ３１に供給するパイプ３３のネットワークと、熱保護体３４と、中央タンクを外部体１０に取り付ける弾性接続３５とを含む。

中央タンク３０は、液体推進剤４０または、代替実施形態によれば、気体推進剤を収容することを意図しているため、加圧される必要がある。このために、中央タンク３０には、例えば液体ヘリウムを用いて、または以下に示すように液体推進剤を使用して、図３に概略的に示されるような、例えば弁タイプの加圧制御装置３６および加圧チャネル３７を備える、適合加圧システムが設けられている。

液体推進剤４０の化学的性質に関して、極低温液体酸素（ＬＯＸ）、過酸化水素（Ｈ_２Ｏ_２）、一酸化窒素（Ｎ_２Ｏ）、または他の任意の適合する液体推進剤であってもよい。

図示の実施形態によると、インジェクタ３１は、中央タンク３０に沿ってその周囲に、またはより正確には、中央タンクの外面に放射状に分散され、燃焼空間において、固体推進剤２０のブロックの燃焼面のほぼ全て（内面２１でもある面）に行き渡るように配置される。このために、インジェクタ３１は、長手方向の列に、中央タンク３０の長さの大部分にわたって、そして中央タンクの断面において、好ましくは等間隔に配置される。インジェクタ３１はまた、中央タンク３０の横断面に対して傾斜していてもよい。

インジェクタ３１の位置は、中央タンク３０の断面の形態、円形か多角形か、固体推進剤２０のブロックの内面の形態、および前述のインジェクタの固有のパラメータに依存することに留意することが重要である。

これは、好適には同一であるインジェクタ３１が、必ずしも円形ではない錐体によって区画された空間の一部を占める噴霧液体ジェット３１１（またはスプレー）によって特徴付けられるためであり、これは「固体噴射角度」と呼ばれる。よって、この固体噴射角度を考慮することで、中央タンク３０の形態、固体推進剤２０のブロックの内面２１、および組み込まれるインジェクタの数の観点から、所与の構成に対するインジェクタ３１の最適な配置を決定することができ、固体推進剤２０のブロックの大部分にわたって均一に噴射されるようになる。

図４は、外部体１０、ここでは円形の内面２１を有する固体推進剤２０のブロック、中央タンク３０、およびインジェクタ３１の配置を示す。図４ａにおける詳細図は、各インジェクタによって得られる放射状の噴射を示し、インジェクタはパイプ３３によって供給されている。

インジェクタ３１の可能な周辺構成の例は、図６ａおよび図６ｂに示され、それぞれ、固体推進剤２０が環状ブロックの場合は正方形の配置で、固体推進剤が５本のアームを有する星形のブロック場合は、ここでは五角形である正多角形の配置である。

固体推進剤２０のブロックの内面２１の様々な形態により、同じ体積の固体推進剤に対して燃焼表面積を増加させることができ、この燃焼表面積は、熱伝達に有利に働き、燃焼の質を向上させるということ述べておくべきであろう。このように、固体推進剤の拡大された内面と、インジェクタの分散との組み合わせは、固体推進剤のブロックのさまざまな空洞内に液体推進剤の均一な分散を確保しつつ、先行技術の解決策と比較して燃焼の効率を顕著に高めることを可能とする（これはマルチチャネルブロックと上流インジェクタとを有する先行技術の解決策には当てはまらない）。

図５は、図６ｂのような星形の内面２１を有する固体推進剤２０のブロックを示す。このブロックを推進装置へ組み込む様子は、図７の分解図によって概略的に示され、また図７は、記載されている実施形態による推進装置の全体的な回転対称性を示している。

インジェクタ３１により、固体推進剤２０を収容する燃焼室１５に、液体推進剤４０を噴射することが可能となり、２つの推進剤の混合によって高熱の燃焼が生じ、推進装置１００を備える宇宙機の推進に必要なエネルギーが供給される。固体推進剤２０または液体推進剤４０が完全に消費されない限り、燃焼は維持される。加えて、推進装置１００の点火、推力調整、および消火は、燃焼室内に固体推進剤が残っている限り、燃焼室に噴射される液体推進剤の量によって制御可能なままである。

噴射される液体推進剤は、中央タンク３０から、例えば、当該タンクの下に設置された弁である流量制御装置３２を通過し、加圧された液体推進剤をインジェクタ３１に運ぶ供給パイプ３３を通過する。パイプ３３は、例えば、好適には銅合金からなる薄壁を有し、燃焼室１５の極端な温度にさらされる中央タンクのために、液体推進剤（極低温であってもよい）の循環によって対流冷却システムを構成するように中央タンク３０の壁に沿って配置される。

燃焼ガスと直接接触しつつ燃焼室１５内にさらされる中央タンク３０の外面の大部分を覆う熱保護体３４によって、熱保護が付加的に提供される。熱保護体３４は、例えば、特定の被覆材、耐熱材料のタイル、または固体推進剤の層からなる。

図示されていない代替的な実施形態によれば、インジェクタへの供給は、液体推進剤のタンクの二重壁を介して実現される。

固体推進剤２０のブロック内で中央タンク３０を同軸配置にすることにより、液体推進剤のスプレー３１１が固体推進剤の燃焼面に効果的に到達するように、複数のインジェクタ３１が当該ブロックに対向して近接し、これが、固体推進剤が消費し尽くされるまで継続することが有利に可能となる。加えて、この配置は、燃焼室に沿った持続的な局所乱流の形成に有利に働き、ガス混合が向上する。このように得られるガスの混合により、燃焼によって生成されるエネルギーが（試薬が完全に反応した場合に得られる）理論上の最大値に近付く傾向がある。これらの燃焼ガスは、次に、中央タンク３０と外部体１０の端部に配置されたノズル５０を通じて噴出される。

図３に示される実施形態によると、ノズル５０は、その性能に関して、特に広い高度範囲での有効性と低高度での低燃費で知られる、一般にエアロスパイクと呼ばれる長いスパイクタイプであり、環状体５２に囲まれている中心体５１を含む。

このエアロスパイクノズル５０の中心体５１は、例えば、接合部材によって中央タンク３０の延長上に取り付けることができるが、好適には、当該タンクも含む中心体と一体に製造される。

エアロスパイクノズル５０の中心体５１は円錐形状を有し、わずかに切頂回転双曲面であることもあり、ガス噴射が通るパイプを規定するため、稼働中は冷却される必要がある。このため、中心体５１には、当該中心体によって区画される空洞に貯蔵された冷却液５１２によってもたらされる冷却システム５１１が設けられている。

液体推進剤４０と同じ性質のものでも、他の化学物質であってもよい冷却液５１２は、気化後、中央タンク３０の加圧システム３６および３７に供給するように機能してもよい。

図示されていない代替的な実施形態によれば、エアロスパイクノズルの中心体は、液体推進剤のタンクの底部を構成し、液体推進剤が当該中心体を冷却するための伝熱流体として機能する。このように、流体の一部は、インジェクタに供給されて燃焼室に噴射され、気化された残りの一部は、加圧システムによって使用される。

エアロスパイクノズル５０の環状体５２は、一部が推進装置の外部体１０の下端部に位置するため、前述の外部体と連続するように適合した形態を有する。環状体５２はガスの排出管も画定しており、よって、稼働中に冷却される必要がある。これは、中心体５１の場合のように、環状体５２の内部空洞に貯蔵される冷却液５２２によってもたらされる冷却システム５２１を介して実現される。

さらに、ノズルの環状体５２は、適した接合手段によって推進装置の外部体１０に取り付け可能であるが、好適には、より良好な空気力学およびより強力な機械的強度のために前述の外部体と一体に製造可能である。

図示の実施形態による推進装置１００では、エアロスパイクノズル５０は、推進装置の長手方向軸Ｘに対して実質的に逸脱することを可能とする少なくとも１つのジャッキ６０によって半径方向に支持される当該ノズルの中心体５１を介して、外部体１０に対して相対的な可動性を有する。中心体５１は、その周囲に均一に配置される複数のジャッキ６０によって外部体１０に接続されてもよい。

例えば、ノズルの中心体５１は、長手方向軸Ｘに対して実質的に傾斜した異なる方向に指向可能となるように対称的に配置された４つのジャッキ６０によって外部体１０に接続される。

ジャッキ６０は、例えば、それ自体はノズル５０の冷却液の気化から生じる余剰加圧ガスを動力源とする空気圧複動式ジャッキである。

ノズルの中心体５１は中央タンク３０に固定されているため、当該中心体の動きに追従するために、中央タンクは推進装置の外部体１０に対してある程度の可動性を有していなければならない。このために、中央タンク３０はアコーディオン状に動作する弾性接続３５によって外部体１０に取り付けられており、エアロスパイクノズル５０の中心体５１の動きに応じて中央タンク３０の弾性変形を可能とする。

ノズルの中心体５１の動きによって、推進装置１００の稼働中に推力を方向付けるように、ノズルの首部の断面の偏心を変更することが可能になる。

好適には、図１０の実施形態によれば、中央タンク３０は、当該タンクと外部体との間に放射状に配置された、長さが調整可能なコネクティングロッド６１によって、その下部で中心に保持されつつ、外部体１０に対して固定されている。エアロスパイクノズル５０の中心体５１は、スイベル接続、または、好適には、スイベル接続６２と組み合わされたスライダ接続、およびジャッキ等のアクチュエータ６３によって中央タンク３０に接続される。

コネクティングロッド６１は、推進装置の最終組み立て時に中央タンク３０のセンタリングを調整して、製造または初期組み立て後に残っている偏りに対処することを可能とする。

ノズルの中心体５１と中央タンク３０間の単一のスイベル接続により、中心体５１の方向を変更することができる。他方で、二重のスライダスイベル接続は、中心体５１の傾斜に加えて、エアロスパイクノズル５０の首部の断面を調整することができる。

さらに、中心体５１と中央タンク３０との間の接合は、ノズルの中心体の動きに応じた両者の相対的な動きを可能とするために、互いに長手方向に離間した２つの環状金属部品６５によって実施可能である。代替的には、図１１を参照すると、この接合はエアロスパイクノズル５０の中心体５１の動きの影響下でアコーディオン状に変形する可撓性壁５１３によって実施可能である。

図８および図９の実施形態によると、ハイブリッド推進装置は、中央タンク３０の周囲に層状に配置される固体推進剤の第２ブロック２５をさらに含む。インジェクタ３１を受け入れる開口部が、第２ブロック２５に設けられている。この補助的ブロックにより、燃焼室の温度の影響下でより多くのガス状化学種を生成することが可能となり、推進剤の混合をさらに向上させることができる。

本発明を鑑み、その主な目的は以下に主張されている本発明の範囲から逸脱することなく、ハイブリッド推進装置、より具体的には、液体推進剤のタンクおよびインジェクタの形状および配置に軽微な変更を適用できることは明らかである。

例えば、図１２は、本発明による代替的な構造を示しており、中央タンク３０は外部体１０の外側に設置され、複数のインジェクタ７１を備え且つ固体推進剤２０のブロックに沿って外部体１０の内側に設置された噴射システム７０に接続されている。

図１３は、他の実施形態によるハイブリッド推進装置１００’を示し、燃焼室１５は、当該燃焼室の内壁および外壁にそれぞれ取り付けられた２つの固体推進剤２０ａおよび２０ｂを有する環状形状である。第１の固体推進剤２０ａが取り付けられている内壁は、液体推進剤の中央タンク３０を区画している。

液体推進剤４０は沸騰によって自己加圧され、必要な熱は閉じた熱力学的サイクルに従ってノズル５０の壁を冷却する伝熱流体５１２によって提供される。

この実施形態によると、推進装置１００’は、タンク３０の上部から気化液体推進剤４１を燃焼室１５に供給可能とする噴射ドーム１３を備えている。

このように、過濃混合気燃焼（過剰な固体推進剤と不足した液体推進剤）が燃焼室１５で発生し、非常に高温の燃焼ガスを生成することなく固体推進剤を気化する。次に生成されたガスは、燃焼を完了させるために、不足している気化液体推進剤を提供する下部噴射システム７５を通過する。混合は、ノズル５０の壁に区画された燃焼後室１６で行われる。

さらに、円筒形の固体推進剤２０ａおよび２０ｂのブロックは、それらが取り付けられている燃焼室の壁を熱的に保護する。

図１３の実施形態によれば、燃焼室１５は、固体推進剤を含まない上流１５１および下流１５２の空洞を有するため、追加の熱保護体１５５を含む。

ハイブリッド推進装置１００’は、液体推進剤４０を沸騰させることでタンク３０内での自己加圧を可能とする熱交換器８０を備える。

気化液体推進剤４１は、燃焼室１５と燃焼後室１６との両方で燃焼に使用される。上部インジェクタ３１ａおよび下部インジェクタ３１ｂへの供給は、流量レギュレータおよび二方弁３８によって制御される。

下部噴射システム７５は、燃焼室１５からのガスを燃焼後室１６に送り、一連の下部インジェクタ３１ｂを支持し、外壁からの冷却伝熱流体５１２を熱交換器８０に通過させる。熱交換器は、液体推進剤のタンク３０の下の推進装置の中心に位置付けられている。

エアロスパイクノズル５０は、その二重壁５１および５２（冷却システム）内の伝熱流体の循環によって冷却される。伝熱流体５１２は、顕熱（加熱）および場合により潜熱（気化）によって熱エネルギーを運ぶ。伝熱流体は熱交換器で冷却され、その貯蔵場所に再注入される。ポンプ５５は、伝熱流体にその冷却サイクルを強制的に行わせるように機能し得る。

このように、固体推進剤の二重ブロックにより、形状をより複雑にすることなく（複数のチャネルなしで）、接液面積を２倍にすることができる。内部に酸化剤のタンクを配置することで、高いコンパクト性と打ち上げ段階に適合した長さと直径比が得られる。

固体推進剤の二重ブロックによって、２つの壁（内壁および外壁）が完全に熱保護される。また、燃焼室での不完全燃焼により、固体推進剤のブロックの厚さが十分に熱保護できない厚さになる運転終了時の熱応力も低減される。

また、不完全燃焼により、気化した液体推進剤を燃焼後室へ再度噴射することで、必要な、または最適な混合比が得られる可能性もある。この構造は、燃焼室のチャネルが開くことによる混合比の変動に影響されない。

気化した液体推進剤を噴射することで、燃焼室内のガスと液体の相互作用（液滴）による燃焼の不安定性を回避することができる。また、液体状態の流体を噴射しなくてはならない場合よりも、インジェクタは複雑でなく済む。

１０ 外部体
１１ 側壁
１２ 上端壁
１３ 噴射ドーム
１５ 燃焼室
１６ 燃焼後室
２０ 固体推進剤
２０ａ 固体推進剤
２０ｂ 固体推進剤
２１ 内面
２５ 第２ブロック
３０ 加圧（中央）タンク
３１ インジェクタ
３１ａ 上部インジェクタ
３１ｂ 下部インジェクタ
３２ 流量制御装置
３３ パイプ
３４ 熱保護体
３５ 弾性接続
３６ 加圧制御装置／加圧システム
３７ 加圧チャネル／加圧システム
３８ 二方弁
４０ 液体推進剤
４１ 気化液体推進剤
５０ ノズル
５１ 中心体／冷却システム
５２ 環状体／冷却システム
５５ ポンプ
６０ ジャッキ
６１ コネクティングロッド
６２ スイベル接続
６３ アクチュエータ
６５ 環状金属部品
７０ 噴射システム
７１ インジェクタ
７５ 下部噴射システム
８０ 熱交換器
１００ ハイブリッド推進装置
１００’ハイブリッド推進装置
１５１ 上流
１５２ 下流
１５５ 熱保護体
３１１ 噴霧液体ジェット／スプレー
５１１ 冷却システム
５１２ 冷却液／伝熱流体
５１３ 可撓性壁
５２１ 冷却システム
５２２ 冷却液
ＣＣ 燃焼室
ＬＰ 液体推進剤
ＬＰ^＊ ガス状化学種
ＰＳ 加圧システム
ＳＰ 固体推進剤
ＳＰ^＊ ガス状化学種
Ｘ 長手方向（軸）

Claims (11)

1. 長手方向Ｘに延び、内部に固体推進剤（２０）を収容する外部体（１０）と、
   液体または気体推進剤（４０）を収容する加圧タンク（３０）と、
   前記２つの推進剤の燃焼により生成される気体を噴出するためのノズル（５０）と
   を備える、特に宇宙船またはロケット用のハイブリッド推進装置（１００、１００’）において、
   前記ハイブリッド推進装置（１００、１００’）が、前記固体推進剤の部分間に軸方向に配置される複数の液体または気体推進剤インジェクタ（３１）を含み、
   前記固体推進剤が、少なくとも１つの中空円筒形のブロックからなる、ハイブリッド推進装置（１００、１００’）。
2. 前記液体または気体推進剤インジェクタ（３１）が、前記固体推進剤（２０）の内面（２１）に沿って配置される、請求項１に記載の推進装置。
3. 前記加圧タンク（３０）が、前記外部体（１０）の内部に設置されて前記固体推進剤（２０）に包囲され、
   前記インジェクタ（３１）が、前記タンクに沿ってその周囲に配置される、請求項２に記載の推進装置。
4. 前記インジェクタ（３１）が、前記加圧タンク（３０）の長手方向軸に沿って長手方向の列に、および前記長手方向軸に対して半径方向の列に均一に配置され、前記半径方向の列は等間隔である、請求項３に記載の推進装置。
5. 前記外部体（１０）と前記加圧タンク（３０）が同軸である、請求項１から４のいずれか１項に記載の推進装置。
6. 前記加圧タンク（３０）内に収容される前記液体または気体推進剤（４０）が、流量制御装置（３２）およびパイプ（３３）を介して前記インジェクタ（３１）へと送られる、請求項１から５のいずれか１項に記載の推進装置。
7. 前記ノズル（５０）が、エアロスパイク型であり、前記加圧タンク（３０）に固定される中心体（５１）と、前記推進装置の前記外部体（１０）に固定される環状体（５２）とを含む、請求項１から６のいずれか１項に記載の推進装置。
8. 前記ノズル（５０）の前記中心体（５１）が、スイベルおよび／またはスライダ接続（６２）とジャッキタイプのアクチュエータ（６３）によって前記加圧タンク（３０）に接続され、その首部の断面および／または前記長手方向軸に対する前記中心体の傾斜を変更することで前記ノズルを操作することを可能とする、請求項７に記載の推進装置。
9. 前記加圧タンク（３０）が、その下端部にあるコネクティングロッド（６１）によって前記外部体（１０）に取り付けられ、前記コネクティングロッドは、前記加圧タンクの長手方向軸に対して半径方向に配置される、請求項１から８のいずれか１項に記載の推進装置。
10. 前記固体推進剤（２０）がポリマーまたはパラフィンワックスをベースとし、前記液体推進剤（４０）が極低温液体酸素、過酸化水素、または一酸化窒素である、請求項１から９のいずれか１項に記載の推進装置。
11. 請求項１から１０のいずれか１項に記載のハイブリッド推進装置（１００）を含む、打ち上げ機タイプの航空宇宙船。

Images