JP3074162B2 - 宇宙船ロケットエンジン - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は宇宙船の推進装置に
関し、特に、宇宙船に乗せるのに用いられる搭載ロケッ
トエンジンのための改良された冷却装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】地表又はその付近から発射されてペイロ
ードを準軌道又は周回軌道に配達するロケット及びミサ
イルは、必要な推進のための１又は複数ステージのロケ
ットエンジンを採用した宇宙船の形態をとる。より習慣
的には宇宙船の基準とされるのはペイロードであって、
これは、スペースシャトルで身近に成功しているよう
に、宇宙へ打上げて少なくとも所定の期間は軌道に残る
ように意図される。スペースシャトルは宇宙飛行の発
射、軌道上、及び降下段階での姿勢及び速度制御操作を
実行するための非常に信頼性の高いロケットエンジンを
要求する。乗船人員、ペイロード、及び高価なのロケッ
ト本体を保護するために、これらのロケットエンジンは
高い安全マージンを持つことも要求される。スペースシ
ャトルの連続した成功を確実にするために、その推進装
置についての改良に多くの考慮がされてきた。改良の主
要な目的のいくつかは、液化酸素やエタノールのような
無毒のロケット推進剤に移行すること及びオペレーティ
ングコストを下げることにある。

【０００３】そのような改良は新たなロケットエンジン
デザインを要求する。しかしながら、そのような新たな
デザインは大きな熱的な問題を生じさせることが見いだ
された。すなわち、パルス又は安定状態のモードの動作
の双方において、そして、燃料と酸化剤とを反応させて
スラストを発生させる二元推進剤のロケットエンジンに
関して、点火動作中にロケットチャンバをどのようにし
て冷却するか、また、信頼できるオンデマンドのロケッ
トバーストを達成すべくロケットエンジンへ酸素を注入
するのに先だって、特に小さなサイズの「バーニア」ロ
ケットエンジンにおいて、液体酸素をどのようにして気
化させるか。 当業者が知っているように、現在のロケ
ットエンジンのいくつかは、エンジン内で発生した熱を
空間へ放射することで冷却される。そのようなロケット
エンジンはロケットの燃焼チャンバを構成している金属
の融点に近い温度において動作するようにデザインされ
ていて、小さな安全熱マージンしか残していない。既存
のロケットデザインからより大きなエンジンパフォーマ
ンスを得るべく、より高い動作温度にすると、燃焼チャ
ンバを構成するのに新種の高価な耐熱性の材料が要求さ
れる。そのような材料のひとつはコロンビウムであっ
て、１３５０℃以下の温度での連続動作に耐える。この
金属は希少で加工が難しい。従って、原理的に放射冷却
にたよった装置でより高いロケットエンジンパフォーマ
ンスを得ることは、製造コストを低減するというもう一
方の目標と相矛盾する。

【０００４】代りとしては、流体冷却は、本譲受人によ
り市場に出されているＳＣＡＴエンジンのような他の飛
行中のロケットエンジンで共通して採用されているが、
これらのエンジンは利用可能な推進剤のひとつをクーラ
ントとして常に使用する。この冷却技術は「再生式冷
却」と称される。このアプローチでは、代表的には、エ
ンジンの熱い表面に沿って外面にて送られるひとつの推
進剤に熱を伝達させることによって燃焼チャンバをアク
セス可能な温度に維持し、冷却推進剤はそれによりロケ
ットエンジンのメイン燃焼チャンバに注入されて他の推
進剤と反応する前に加熱され及び／又は気化される。そ
のような装置では、冷却推進剤は廃棄することができな
いし、推進剤の熱容量は決っていて、一般的に水に比べ
て小さな値であるし、利用可能な推進剤の流速と圧力は
厳しく制限されているので、エンジン動作のための大き
な熱マージンをとるのはずっと難しい。結果として飛行
燃焼チャンバ壁が高温になることと、酸化剤又は燃料と
のコンパチビリティが必要なこととから、チャンバと冷
却通路は複雑なデザインになることが要求され、より高
価な材料と製造技術で製造される。

【０００５】機械やエンジンを水冷することは新規では
なく、そのような機器のための水冷装置は長く知られて
きた。実際、水の代りにフレオンを用いた再循環冷却装
置は、現在、スペースシャトル・アクティブ・サーマル
コントロール・サブシステム（ＡＴＣＳ）において、ミ
ッション中のいくつかの他のサブシステムとペイロード
との熱管理のために用いられている。一般人にも親しみ
のありそうな再循環クーラント装置は、自動車の冷却装
置であり、水とエチレングリコール（不凍液）とを混合
したクーラントが、クーラントのリザーバと熱交換器と
である自動車のラジエターから、エンジンブロック内の
水ポンプにより送られる。自動車のエンジンの冷却通路
を流れるクーラントは、熱い金属に接触して、燃焼によ
るエンジンの熱のいくらかが流れるクーラントに伝達さ
れて、加熱され、エンジンから流出して、サーモスタッ
トを通って、熱いクーラントとしてラジエターに戻る。
ラジエターのファン及び／又は車両の走行によりラジエ
ターに空気が吹き当り、ラジエターのフィンから周辺大
気へと熱が移され、ラジエターの入口からラジエターの
出口へと流れるクーラントを冷却し、クーラントは再び
エンジン内へと送られる。空冷装置又は放射冷却装置と
比較すると、水冷装置は場所をとり、重量がかさむ。

【０００６】地上においては便利で効果的なことから、
流体ロケット推進器の歴史を通じ、地上の試験でのロケ
ットエンジンプロトタイプを冷却するのには水が使用さ
れてきた。水は、あらゆる流体のなかでも、最も高い比
熱容量を有するもののひとつであり、高価ではなく、豊
富に供給できる。比熱容量が高いために、水は燃焼チャ
ンバ壁から非常に大きな量の熱を取除くのに用いること
ができる。試験サイトでは高価でない水が豊富に供給さ
れ、市の水道会社などから利用可能であるので、水主管
の栓を開いて、新鮮な水を試験配管に流入させて、ロケ
ットの燃焼チャンバ壁に沿って通す。ロケットエンジン
との伝導的な熱交換関係により、流れる水はエンジンか
ら熱を除去する。加熱された水はロケットエンジンから
ドレンへ流出し、単に廃棄される。全体的にみれば、水
の蛇口を開いて飲料水を得て、余った水をドレンに注ぐ
のと同じぐらい、簡単である。当業者にはわかるよう
に、前述の地上試験の冷却装置は本質的に「オープンル
ープ」の冷却装置である。

【０００７】試験的なロケットエンジンのデザインを評
価するときには、そのような効果的なクーラント源が地
上においては容易に利用可能であることから、プロトタ
イプのロケットエンジンは、鋼や銅のような非常に安価
で成形しやすい材料で形成された燃焼チャンバ壁を装備
することができ、それによりデザインは比較的低コスト
で達成される。しかしながら、デザインが立証され完了
し、飛行に用いるロケットエンジンを組立てるときに
は、ロケットエンジンに放射冷却をさせるべく高温に耐
えることができるより新種の金属が銅や鋼の要素に置換
えられる。つまり、地上で試験されたロケットは、熱伝
達地形、流体流速、及び動作圧力を適正に選択すること
によって大きな熱マージンを与えることは容易であっ
た。プロトタイプ試験のためのオープンループ冷却装置
は簡単で、効果的で安価に見え、より新種の冷却装置又
は試験用途にもっと良いクーラントを発見しようという
インセンティブを提供することがない。

【０００８】

【発明が解決しようとする課題】従って、本発明の主た
る目的は、宇宙船のロケットエンジンの安全マージン、
動作信頼性、動作寿命、及びパフォーマンスを改善する
と同時にエンジンの製造コストを減少させることにあ
る。本発明のさらなる目的は、放射冷却に頼ることを最
小にする新しい冷却装置を備えた宇宙船の推進装置を提
供することにある。本発明のさらに別の目的は、分離し
た非推進剤の流体をクーラントに採用して、非推進剤の
流体が推進剤の流体よりも著しく大きな熱容量を有し、
非推進剤の流体が再利用され廃棄されることのない、飛
行中に使用するためのロケットエンジンの冷却技術を提
供することにある。

【０００９】

【課題を解決するための手段】前述の目的と利点によれ
ば、本発明は、飛行ロケットエンジンをロケットエンジ
ンを冷却するための再循環冷却装置に結び付ける。冷却
装置は、クーラント流体として水及び／又はエチレング
リコールのような大きな熱容量を有する非推進剤流体を
使用する。追加的に、再循環クーラント装置の部分とし
て、ロケットエンジンからクーラントに移された熱の一
部はクーラントにより流体推進剤に移されて、流体推進
剤をロケットエンジンに注入するのに先だって暖め及び
／又は気化する。新規な組合わせは、クーラント流体リ
ザーバー、クーラントポンプ、ロケットエンジンに関連
した熱交換器、及び、流体推進剤導管のための他の熱交
換器を備える。これらの要素エレメントは、第２の熱交
換器が第１の熱交換器に続く、再循環クーラントループ
内に配列されている。

【００１０】クーラント装置で付加される重量と体積
は、別々に考慮すれば、最初は欠点として見えるけれど
も、全体的な視野から見たときには、ロケットエンジン
材料コスト、複雑さ、及び製造時間を減少させるという
新規な組合わせに伴う利点、及び、熱マージンを高めた
安全性の追加は、新規な組合わせにおける重量、体積、
及び電気的要求の増加に起因するあらゆる不都合より値
打ちがある。前述の本発明による追加的な目的及び利点
と、前記説明で簡単に要約しただけのその構造的特性と
は、添付図面に示した実施形態の図とともに、この記述
に続く好ましい実施形態の詳細な説明を読むことによ
り、当業者により明らかになる。

【００１１】

【発明の実施の形態】図１は、本発明により構成された
宇宙船のロケットエンジン装置の実施形態を模式的に示
している。図において、在来型の二元推進剤タイプのロ
ケットエンジン１は、圧力が加えられた貯蔵タンクない
しリザーバー３から推進酸化剤５の供給を管７及び電気
的に動作する推進剤バルブ９を介して受け、また、貯蔵
タンクないしリザーバー２から推進剤燃料４を管６及び
電気的に動作する燃料バルブ１０を介して受ける。リザ
ーバーの上端に結合されたガス圧力源１１は、在来型の
「ブローダウン」モードで、流体推進剤５を貯蔵タンク
から管へ分配するのを補助する圧力を提供する。同様
に、図示のガス圧力源ないし内部ガスアリッジは燃料が
リザーバー２から分配されるのを補助する。エンジンの
冷却装置は、熱交換器１３、オプションである熱交換器
１４、熱交換器１５、電気的に動作するクーラントポン
プ１７、クーラント流体貯蔵タンクないしリザーバー１
９、及び、電気的に動作するクーラント流体バルブ２１
を備える。これらのエレメントは管８によりクーラント
ループに共に結合されている。前述では単一のロケット
エンジンを示して、発明を理解しやすくしたけれども、
他の実施形態と関連づけて後述するように、複数のロケ
ットエンジンが好ましいことを理解されたい。

【００１２】熱交換器１３はクーラントループ内に直列
に結合されている。熱交換器は入口と出口とを備えてお
り、それぞれが、管からのクーラント流体を受入れ、ま
た、クーラント流体を管内へと戻して、次の熱交換器１
４へ続く流れとする。熱交換器１３はロケットエンジン
に対して伝導で熱交換する関係にある。実際には、これ
は、線図において象徴的に示されているように、ロケッ
トエンジンケーシングに巻付いて物理的に接触する管の
コイルにより達成され、図２を参照すると符号１６とし
てよく描かれている。代りに、ロケットエンジン壁内に
クーラント通路を製造することによって熱交換器はロケ
ットエンジンと一体的に形成してもよく、自動車のエン
ジンと似たものになる。熱交換器１４は、クーラントル
ープ内に直列に結合され、その入口端を熱交換器１３の
出口端に配置して、その出口端を次の熱交換器１５に結
合させている。熱交換器は、装置の動作と関連させて説
明する理由から、推進剤バルブ９と熱交換ないし熱伝達
する関係にある。この熱交換器は、基本的な性質のもの
で、熱交換器１３から延びる短い長さの金属管により簡
単に形成されており、図３に示すように、銅のような熱
伝導性の金属のブロック１２が管とバルブ表面との間に
介在している。代りに、もっと基本的な熱交換器の形態
をとってもよく、クーラント流体の管を直接推進剤バル
ブに接触させて２つのエレメントの間に伝導経路を設け
てもよい。

【００１３】熱交換器１４は本発明においてオプション
であり、必須のものではない。本発明の他の実施形態で
はこの熱交換器を備えることを必要とせず、そのような
他の実施形態では、熱交換器１３の出口は次に説明する
熱交換器１５の入口に管８によって直列に結合されてい
る。熱交換器１５もまた、管８により形成されたクーラ
ント管ループ内に直列に結合されており、管８内のクー
ラント流体と推進剤酸化剤供給管７との間での伝導の熱
移送関係を提供する。熱交換器は入口と出口とを備え、
それぞれが、先の熱交換器１３及び／又は１４を通った
後に到着する管内のクーラント流体を受入れ、及び、そ
のクーラントをクーラントポンプ１７の入口に流れるよ
うに吐出させる。また、熱交換器は第２の入口と出口と
を備え、それぞれが、管７からの推進剤流体酸化剤を受
入れ、及び、その推進剤を管に戻して推進剤バルブ９へ
の連続流れとする。この熱交換器は金属管のコイルを互
違いにさせた形態のものでよい。これらコイルの一方は
クーラントループに直列に結合され、他方は推進剤流体
酸化剤供給装置に直列に結合される。前述の装置のエレ
メントは、個別にみれば、公知の構成であることがわか
るだろう。

【００１４】以下動作を説明する。指令源からの適当な
信号によって、詳細は図示していないが、貯蔵タンク２
及び３からの推進剤の供給をコントロールする電磁動作
バルブが開かれて、推進剤が流れられるようになり、電
気的に動作するエンジンへの推進剤バルブ９及び１０が
開かれて、推進剤がエンジン１に入れるようになる。推
進剤酸化剤は貯蔵タンクから管７を通って推進剤バルブ
９へ流れ、ここで流体の酸化剤は加熱され又は気化され
て、バルブを通り抜けて、ロケットエンジン１に供給さ
れる。同時に、推進剤燃料は貯蔵タンク２から管６及び
燃料バルブ１０を通り抜けて別の入口からエンジン１に
入る。エンジン内では、推進剤が反応して、ロケットノ
ズルから放出するスラストを発生させ、副次的な作用と
してロケットのエンジンのケーシングのまわりに相当量
の熱を発生させる。

【００１５】クーラントタンク１９はクーラント１８を
管８に供給し、タンクへの代表的なガス圧力アレッジに
より流れが補助される。当業者にはわかるように、他の
公知の技術及び構造を利用して、流体をタンク２、３及
び１９から外へ出すことも可能である。本発明の範囲か
ら逸脱することなく、これらの流体を外へ出すあらゆる
技術と構造をガス圧力アレッジの組合わせに加えて及び
／又は置換えてもよい。装置は宇宙で動作し、エレメン
トは比較的に重量がないことを思い出そう。指令モジュ
ールからの適当な電気信号が、図示していないが、ポン
プ１７及びクーラントバルブ２１に働いて、ポンプが動
作しバルブが開く。クーラントバルブ２１が開いて、ポ
ンプ１７が動作すると、クーラントは管８を通って熱交
換器１３を流れ、ロケットエンジン内で発生した熱を受
ける。いま、温度が上昇し、クーラントは熱交換器１４
を流れ、いくらかの熱がバルブに供給されてその動作を
高め、熱交換器１５に流入する。 熱交換器１５はいく
らかの熱を管７内の推進剤に移し、それにより推進剤が
管７に沿って熱交換器を通り抜ける際に推進剤を暖め
る。推進剤を気化するのに十分な熱が移るだろう。これ
により、クーラント流体は、「加熱」流体とみなすこと
ができ、流体はエレメントを冷却するのでなく、エレメ
ントの温度を上げるべく熱を伝える。クーラント流体の
語は、ただ流体の熱伝達媒体を意図するだけで、双方向
の性質を有し、熱を受入れることもできるし、放熱する
こともできることを理解できるだろう。用語はその意図
する主たる機能である熱を受入れることだけを記述して
いる。

【００１６】次の動作では、熱交換器１５からクーラン
トはポンプ１７の入口に戻り、クーラント内へとポンプ
で戻される。バルブ２１が開いていてポンプが動作して
いる限り、クーラント流体は所定のループ内を再循環す
る。クーラントがループを循環する間にクーラント流体
に吸収された熱のすべてが推進剤酸化剤５及び／又は推
進剤バルブを加熱するのに用いられるのではないことを
認識すべきである。いくらかの残りの熱は、クーラント
ループ内の再循環のためにポンプ１７に入る際に、熱容
量の性質により流体に保持される。クーラントループに
再入するクーラントはリザーバー１９内のクーラントと
混合し、いくらかの熱はリザーバのクーラントの大きな
量で希釈されるだろう。従って、クーラントリザーバー
１９もヒートシンクとして機能し、クーラントループの
残りを循環している間にクーラントから推進剤及び／又
は他のデバイスに移らなかった残余の熱を吸収する。

【００１７】しかしながら、リザーバー１９によるその
ような熱の希釈は本発明に必須ではない。実際的な実施
形態のデザインにより、管８に含まれる流体の量及び直
列に結合された関連するデバイス、熱交換器のデザイ
ン、及び、動作時間及び流速を選択して、意味をもつヒ
ートシンクとして働く流体リザーバー１９を有しなけれ
ばならないというあらゆる要求を避けながら、クーラン
トが最高許容温度を決して越えないことを確実にする。
循環するクーラントに保持されたいくらかの熱は、ロケ
ットの点火間に長い期間がある場合において、副次的な
利益を与えるものとして認識される。保持された熱のい
くらかは、次のエンジンの点火が生じる前に、循環する
クーラントにより推進剤バルブや流体推進剤に伝えら
れ、残りの熱でエンジンの推進剤バルブの調子を整え、
推進剤を加熱する。これは、「冷えた」エンジンスター
トを避ける。

【００１８】装置のための適当なクーラント流体１８の
ひとつは水である。しかしながら、蒸留水のような純粋
な水は、いくらか腐食性があると認められ、自動車の用
途で見いだされるような、防錆剤として知られている適
当な添加剤を加えるべきである。それら添加剤のひとつ
はエチレングリコールであって、不凍剤としてよりよく
知られている。これはまた、温度が極めて低くない限
り、水が凍ることを防止する。代りに、他の実施形態で
は、エチレングリコールをクーラント流体として用いて
もよい。一般的には、普通に冷媒と称されるあらゆる流
体をクーラント流体として使用することができる。フレ
オンとアンモニアは好ましい例である。アンモニウムは
安価で一般に入手できる。アンモニウムは有毒で、その
ため人の乗る宇宙船には適さないが、本発明を採用した
無人の宇宙船に使用するには適している。

【００１９】動作を監視するために、装置は様々なセン
サを備えるのが好ましい。クーラントループには直列に
流速計２８が結合され、流体の流速の情報を与える。圧
力センサ２９及び３１はそれぞれポンプの入口と出口で
の流体の圧力を監視する。温度センサ２３は熱交換器１
３の入口でのクーラントの温度を検知するために組込ま
れる。温度センサ２５は２つの熱交換器の間のクーラン
トの温度を監視する。温度センサ２７は熱交換器１５の
出口でのクーラントの温度を監視する。センサの出力は
不図示の適当な制御及び表示機器に独立に結合され、利
用可能な形態の情報を提供する。例としては、装置が動
作することができ、正常に動作していることが見いださ
れるとセンサの読取値は正常な動作に対して適当な「ベ
ースライン」を確立する。このベースラインからの著し
い逸脱はポテンシャルの問題を示す。動作のひとつの形
態において、クーラントラインの圧力はロケットエンジ
ン１の燃焼チャンバの圧力よりも高いことが期待され
る。燃焼チャンバの壁面に小さなクラックが生じると、
クーラントは燃焼チャンバ内に流れ込み、流体の圧力は
急激に下がるだろう。他の形態の動作においては、通常
の動作ではクーラント流体の圧力が燃焼チャンバ圧力よ
りも低いだろう。燃焼チャンバの壁面にクラックが生じ
ると、熱いガスが直接クーラント流体に流れ込み、温度
が急上昇して、流体の圧力は正常なレベルより上になる
だろう。センサはこのような故障を検知することができ
る。

【００２０】前記実施形態の理解のもとで、図４に示す
より用途の広い実施形態を参照する。便宜上、前記実施
形態に現れたエレメントであって、この他の実施形態に
現れるものは、図４において同一の符号で示し、それら
のエレメントの詳細な説明は繰返さない。この実施形態
は、第２の二元推進剤のロケットエンジン２０、推進剤
酸化剤及び電気動作する燃料バルブ２２及び２４、この
ロケットエンジンに関連した熱交換器２６、及び、推進
剤酸化剤バルブ２２に関連した熱交換器３０を備える。
推進剤バルブには貯蔵タンクに延びるそれぞれ酸化剤及
び燃料の管への各枝管を介して推進剤が供給される。各
熱交換器は入口端と出口端とを備える。熱交換器２６は
クーラントループに直列に結合され、ループ内の熱交換
器２６に続く熱交換器３０は熱交換器２６の出口端とロ
ケットエンジン１に関連した熱交換器１３の入口端との
間でループに直列に結合される。推進剤バルブは、図示
していないが、ロケットエンジン１の対応するものと同
様にして、指令モジュールに結合され電気的に動作す
る。追加的な温度センサ３２は熱交換器２６の入口にお
けるクーラントの温度を監視するために備えられる。

【００２１】通常の運用では２つのエンジンが同時に点
火されることはないことに留意されたい。一方は頻繁に
点火され、他方はまれに点火されるかも知れない。この
ような関係において、エンジン２０は頻繁に動作し、ロ
ケットエンジン１はまれに点火されるとき、一方は図１
の実施形態と関連して説明したのと同様の動作モードで
あると考えられるだろう。ロケットエンジン１に関連し
た推進剤バルブ９はまれにしか使われず、上述の冷却装
置により供給される熱がなく、低い周辺温度のために
「凍り付く」と想像できる。エンジン２０は熱を発生す
るので、その熱は熱交換器２６、３０、１３、及び１４
を通して流れるクーラントに移される。熱交換器１４を
通り抜ける加熱されたクーラントはより冷たい推進剤バ
ルブ９に熱を移し、それにより、低い周辺温度のために
バルブが凍り付くのを防止する。

【００２２】図４の実施形態では、オプションとして、
３つの追加的な電気動作のクーラントバルブ３３、３
５、及び３７と、追加的な熱交換器３６と、関連する流
体管をも備える。バルブは不図示の指令モジュールから
供給される信号により制御される。熱交換器３６の片側
は、図に模式的に示す電気ヒータコイル３８である外部
熱源に結合され、ヒータにはＤＣ電力源３９から電流が
供給される。電気ヒータを用いて熱を発生させるように
認められるが、これは熱源のひとつの例である。代り
に、他の実施形態では、他の利用可能な外部熱源を電気
ヒータ３８に置換えてもよく、熱交換器の構造の適当な
内部変更を行う。例としては、宇宙船に搭載している他
のサブシステムの廃熱を熱交換器３６に導いて所望の熱
を供給する。さもなくば廃棄されてしまう熱を利用する
ことで、後者の代替例では宇宙船の全体の動作効率を増
加させ、利用可能で合理的に実行できるのであれば好ま
しい。

【００２３】バルブ３３は、バルブ２１とロケットエン
ジンに関連する熱交換器との間のクーラント流れのひと
つの枝路を形成する。バルブ３５及び３７はこのクーラ
ント流れの第２の代りとなる枝路を形成する。バルブ３
５及び３７は熱交換器３６を通って延びるクーラントの
枝路に直列に結合されており、２つのバルブは通常は閉
じていて、このルートを閉鎖している。バルブ３３は通
常は開いていて、直列に配置されたクーラントの枝路を
与えており、バルブ３５を通る他の枝路に優越してい
て、バルブ２１からのクーラントの流れを直接に連鎖中
の第１のエンジンに関連した熱交換器に流す。動作した
ときには、バルブは管の断面を閉じてその流れを閉鎖
し、流体の流れをバルブ３５を通る代りの枝路に強制的
に流す。 バルブ３３、３５、及び３７が動作すると
き、バルブ３５及び３７により、バルブ２１から流れる
クーラント流体は熱交換器３６を通って、クーラントル
ープのラインの最初にあるロケットエンジンに関連した
熱交換器、ここではロケットエンジン２０に関連した熱
交換器２６、の入口端に流れる。

【００２４】前述の回路は、例としての電気ヒータのよ
うなロケットエンジンシステムのロケットエンジン以外
の外部の源から生じた熱エネルギーをクーラントに導い
てクーラントの温度を上昇させるための手段を提供す
る。ロケットエンジンの点火の頻度、つまり熱発生の頻
度があまりに低いとすると、そして、クーラント流体を
最低限の温度に保つことが求められるとすると、クーラ
ントをその特定の温度に又はそれ以上に維持することを
確保するために熱を加えなければならない。エンジン１
又は２０のいずれも動作せず、指令モジュールが温度セ
ンサでクーラント温度を監視して、クーラント温度が特
定の最小値よりも下がると、指令モジュールはポンプ１
７、バルブ２１、３３、３５、及び３７を動作させる信
号を供給し、ヒータコイル３８に電流源３９を結合す
る。クーラント流体はループを流れ、熱交換器３６を通
り、エンジンと推進剤酸化剤に関連した熱交換器を通
り、ポンプに戻る。

【００２５】クーラントが熱交換器３６に流入すると、
クーラントは加熱され、それによりヒータコイルから熱
を奪い、そして、クーラントは温度が上昇して熱交換器
から出る。クーラントがエンジンと推進剤とに関連した
それぞれの熱交換器を通り抜けると、クーラントは熱を
エンジンに渡すとともに、重要なのは、推進剤バルブに
熱を移す。このようにして、推進剤バルブは最低温度よ
りも高く維持され、エンジンが長期間動作しない間に低
い周辺温度により凍り付くことがないことが確実にな
り、使用準備が整ったままでいる。現在の宇宙船におけ
る実際では、主たるロケットセットの故障に備えてバッ
クアップセットのロケットを使用できるように維持す
る。同様に、バックアップセットのロケットは別個の冷
却装置を備えるのが好ましい。代りに、追加的なセット
のクーラント移送バルブを備えることもでき、主たるセ
ットのロケットの動作からバックアップセットでの使用
へ冷却装置を切替える。後者の代替例は宇宙船の軽量化
と体積の要求を満たす。

【００２６】前述の装置は二元推進剤のロケットを採用
している。一元推進剤のロケットは二元推進剤のロケッ
トが発生するような高い熱レベルを発生することがめっ
たにない。しかしながら、将来においてそのような高温
を発生する一元推進剤のロケットが開発された場合に
は、本発明はそのようなエンジンで使用するように改変
できることを当業者は認識する。装置の全体は図１及び
図４に示したのと同じ形態になるであろうが、推進剤酸
化剤タンクは推進剤燃料タンクで置換えられ、図に示し
た推進剤燃料タンクと関連するエンジンバルブは削除さ
れる。図５は２つの連鎖４０及び４１を模式的に示して
おり、それぞれ、３つの二元推進剤のロケットエンジン
と関連する推進剤バルブ及び熱交換器を備えている。各
ロケットエンジンは関連して、推進剤をエンジンに供給
するための対をなす推進剤バルブａ及びｂ、エンジン熱
交換器ｃ、及び、これに直列に結合された推進剤バルブ
熱交換器ｄを備えている。推進剤バルブ熱交換器ｄの出
口は、管ｅを介して連鎖状に、次のエンジンの熱交換器
に直列に結合されている。より頻繁に使用されるエンジ
ンは図の左側に、一方あまり頻繁に使用されないエンジ
ンはまとめられて図の右側に表されるようにエンジンは
グループ分けされている。

【００２７】左側のエンジンの連鎖４０は、図１に示す
ようにして装置に配置され、これは外部ヒータを備えて
いない。熱交換器の枝路は、クーラントバルブ２１の出
口と推進剤熱交換器１５との間に直列に結合され、枝路
を再循環クーラントループ内に配置している。右側のエ
ンジンの連鎖４１は相補する冷却装置に配置され、図４
のように構成され、外部補助ヒータ装置を備えた宇宙船
に搭載される。従って、連鎖４１内の熱交換器の枝路
は、バイパスバルブ３３の出口と推進剤熱交換器１５の
入口端との間に結合され、熱交換器を再循環クーラント
ループ内に配置している。頻繁に点火されるロケットエ
ンジンは、クーラント流体を定められるであろう最低温
度より高く維持するのに十分な熱を発生させるだろう。
頻繁に点火されないロケットエンジンは、図４の実施形
態と関連して説明したように、推進剤バルブと推進剤の
調子を整えるために外部熱を要求しそうである。

【００２８】本発明は、飛行中の環境においてロケット
の燃焼チャンバと推進剤との間で熱エネルギーを移す簡
単で効率的な手段を提案する。本発明によれば、ロケッ
トエンジンを低コストで構成でき、製造容易で、ステン
レス鋼のような比較的低融点の材料を使用でき、実質的
にロケットエンジンの製造に関わる資本金、材料コス
ト、製造時間を低減できる。本発明は、ロケットエンジ
ンが大きな熱マージンで動作できるようにし、それによ
り、動作寿命での故障又は早期終了の危険性を低くし、
あらゆる積載された宇宙船の人員の安全性を高める。本
発明ではまた、冷却流体圧力が燃焼チャンバ圧力よりも
高くなり得ることにより、燃焼チャンバ壁面のあらゆる
クラック又は溶け落ちによって既存の装置では熱いガス
炎がチャンバからクラックを通って吹出し得るのに代え
て、チャンバ内への不活性流体の流入を生じさせるとい
う事実によって安全性を高める。そのうえに補助的に
は、本発明は、１又は複数の推進剤を暖める及び／又は
気化させる容易な技術をも提供する。

【００２９】当業者にはわかるように、冷却装置は、宇
宙船に些細とは言えない重量負荷を加え、宇宙船内の貴
重なスペースを使い、宇宙船の電力供給にいくらかの電
力負荷を加える。本発明は、重量とスペース及び／又は
電気出力が過度に圧迫された宇宙船には適さない。しか
しながら、そうした圧迫に悩まされていない宇宙船にと
っては、本発明は貴重な利益を与える。前述の本発明の
好ましい実施形態の説明は、当業者が本発明を作り利用
するのを可能にするのに十分に詳細であると信じる。し
かしながら、前記目的のために表されたエレメントの詳
細は、発明の範囲を制限することを意図したものでな
く、それらのエレメントの等価物及びその他の改変はす
べて本発明の範囲に入ることを特に理解すべきことは、
本明細書を読んだ当業者には明らかである。従って、本
発明は添付したクレームの全範囲内で広く解釈される。

【図面の簡単な説明】

【図１】 本発明の実施形態の概略図である。

【図２】 図１の実施形態に使用される熱交換器を示す
図である。

【図３】 図１の実施形態に使用される熱交換器を示す
図である。

【図４】 複数のロケットエンジンと補助熱源とを備え
た本発明の他の実施形態の概略図である。

【図５】 図１及び図４の推進装置で用いる複数のロケ
ットエンジンと熱交換器装置との概略図である。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平７−19123（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−203347（ＪＰ，Ａ) 特公 昭31−10704（ＪＰ，Ｂ１) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) F02K 9/64 F02G 5/00 F02K 9/44

Claims (14)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ロケットエンジン手段と、液体推進剤を
   貯蔵する液体推進剤リザーバーと、前記液体推進剤リザ
   ーバーから前記ロケットエンジン手段に推進剤を供給す
   る推進剤管供給手段とを備えている宇宙船であって、 クーラント流体を貯蔵し且つ分配するためのクーラント
   リザーバーと、 前記クーラントリザーバーに結合され、該クーラントリ
   ザーバーと前記ロケットエンジン手段と前記推進剤管供
   給手段との間の再循環ループ内で、クーラント流体を循
   環させる再循環クーラント手段と、を備え、 前記クーラント流体は、前記ロケットエンジン手段が発
   生させた熱を吸収して前記ロケットエンジン手段を冷却
   し、前記熱の一部を前記推進剤管供給手段に移して該推
   進剤管供給手段によって供給される推進剤を暖め、 前記再循環クーラント手段は、更に、 エンジン熱交換器手段であって、前記クーラント流体を
   受入れるクーラント流体入口と前記熱交換器手段を通過
   したクーラント流体を吐出するクーラント流体出口とを
   有するエンジン熱交換器手段と、 推進剤熱交換器手段であって、前記クーラント流体を受
   入れるクーラント流体入口と前記推進剤熱交換器手段を
   通過したクーラント流体を吐出するクーラント流体出口
   とを有する推進剤熱交換器手段と、 クーラント流体入口とクーラント流体出口とを有し、前
   記入口から受入れたクーラントを前記出口から送り出す
   クーラントポンプ手段と、 前記エンジン及び推進剤の熱交換器手段のそれぞれの前
   記流体入口及び出口と、前記ポンプ手段とを前記再循環
   クーラントループ内で直列に結合する管手段と、 前記クーラントリザーバーは、前記管手段に接続され、
   前記再循環クーラントループにクーラント流体を供給し
   且つ前記再循環クーラントループからクーラント流体を
   受け入れる流体出口を有し、 前記推進剤熱交換器手段は、前記再循環クーラントルー
   プ内において前記エンジン熱交換器手段の後に配置され
   ており、 前記エンジン熱交器手段が、前記ロケットエンジンで発
   生した熱を前記エンジン熱交換器手段を通って流れる前
   記クーラント流体へ移し前記クーラント流体を暖め、前
   記エンジン熱交換器手段を通って流れるクーラント流体
   の温度を上昇させ、 前記推進剤熱交換器手段が、該推進剤熱交換器手段を通
   って流れるクーラント流体から前記液体推進剤へ熱を移
   し前記液体推進剤リザーバーから吐出した前記液体推進
   剤を暖め及び／又は気化させ、前記推進剤熱交換器手段
   を通って流れるクーラント流体の温度を低下させ、 さらに、前記再循環クーラントループ内のクーラントの
   流れを制御するためのクーラントバルブ手段であって、
   前記再循環クーラントループ内で前記クーラントポンプ
   手段のクーラント流体出口と前記エンジン熱交換器手段
   との間に配置されたクーラントバルブ手段を備えている
   ことを特徴とする宇宙船。
2. 【請求項２】 前記ロケットエンジン手段とは別個の補
   助熱発生手段と、 クーラント流体を受入れるためのクーラント流体入口と
   クーラント流体を吐出するためのクーラント流体出口と
   を有する外部熱交換器手段と、を有し、 該外部熱交換器手段は、前記熱発生手段と熱を移す関係
   に熱的に結合されており、前記外部熱交換器手段を通っ
   て流れるクーラント流体に前記熱発生手段から熱を移
   し、 前記再循環ループからクーラント流体を迂回させ、前記
   外部熱交換器手段を通って流れるようにクーラント流体
   を向けるためのバイパス手段を備えている請求項１に記
   載の宇宙船。
3. 【請求項３】 前記バイパス手段は、更に、第１のバイ
   パスクーラント流体バルブ手段であって、この第１のバ
   イパスクーラント流体バルブ手段は、前記第１のクーラ
   ントバルブ手段と前記ロケットエンジン手段に関連する
   前記エンジン熱交換器手段との間にクーラントが流れる
   ように非作動となっているときには、通常開いており、
   動作すると閉じて前記クーラント流れを阻止する第１の
   バイパスクーラント流体バルブ手段と、 第２のバイパスクーラント流体バルブ手段であって、こ
   の第２のバイパスクーラント流体バルブ手段は通常は開
   いており、動作すると作動を中止して前記クーラントポ
   ンプ出口と前記外部熱交換器の前記入口との間にクーラ
   ントを流す第２のバイパスクーラント流体バルブ手段
   と、 第３のバイパスクーラント流体バルブ手段であって、こ
   の第３のバイパスクーラント流体バルブ手段は通常は開
   いており、作動を中止して前記外部熱交換器手段の前記
   出口と前記エンジン熱交換器手段との間にクーラントを
   流す第３のバイパスクーラント流体バルブ手段と、 を有している請求項２に記載の宇宙船。
4. 【請求項４】 前記熱発生手段は、電気ヒータ手段を備
   えている請求項２に記載の宇宙船。
5. 【請求項５】 前記熱発生手段は電気ヒータ手段を備
   え、 前記クーラント流体は、水、エチレングリコール、フレ
   オン、及びアンモニアからなるグループから選択される
   流体の少なくとも一つを含んでいる請求項３に記載の宇
   宙船。
6. 【請求項６】 ロケットエンジン手段と、液体推進剤を
   貯蔵する液体推進剤リザーバーと、該液体推進剤リザー
   バーから前記ロケットエンジン手段に推進剤を供給する
   推進剤管供給手段とを備え、前記ロケットエンジン手段
   が複数のロケットエンジンを備えている宇宙船であっ
   て、 クーラント流体を貯蔵し且つ分配するためのクーラント
   リザーバーと、 前記クーラントリザーバーに結合され、前記クーラント
   リザーバーと前記ロケットエンジン手段と前記推進剤管
   供給手段との間の再循環ループ内で、クーラント流体を
   循環させる再循環クーラント手段と、を有し、前記再循
   環クーラント手段は、エンジン熱交換器手段を含み、 前記クーラント流体は、前記ロケットエンジン手段が発
   生させた熱を吸収して前記ロケットエンジン手段を冷却
   し、前記熱の一部を前記推進剤管供給手段に移して該推
   進剤管供給手段によって供給される推進剤を暖め、 前記エンジン熱交換器手段は、複数の熱交換器を備え、
   該複数の熱交換器のそれぞれが、前記複数のロケットエ
   ンジンのそれぞれと関連しており、 前記複数の熱交換器は、直列回路に連結されており、 クーラント流体が前記熱交換器を通って順次流れること
   を特徴とする宇宙船。
7. 【請求項７】 ロケットエンジン手段と、液体推進剤を
   貯蔵する液体推進剤リザーバーと、該液体推進剤リザー
   バーから前記ロケットエンジン手段に推進剤を供給する
   推進剤管供給手段とを備えている宇宙船であって、 クーラント流体を貯蔵し且つ分配するクーラントリザー
   バーと、 前記クーラントリザーバーに結合され、前記クーラント
   リザーバーと前記ロケットエンジン手段と前記推進剤管
   供給手段との間の再循環ループ内で、クーラント流体を
   循環させる再循環クーラント手段と、を有し、該再循環
   クーラント手段は、エンジン熱交換器手段を含み、 前記クーラント流体は、前記ロケットエンジン手段が発
   生させた熱を吸収して前記ロケットエンジン手段を冷却
   し、前記熱の一部を前記推進剤管供給手段に移して前記
   推進剤管供給手段によって供給される推進剤を暖め、 前記推進剤管供給手段から前記ロケットエンジン手段へ
   の推進剤の流れを制御する、前記ロケットエンジン手段
   に関連した推進剤バルブ手段と、 推進剤バルブ熱交換器手段と、を有し、 この推進剤バルブ熱交換器手段は、前記再循環クーラン
   トループ内で前記熱交換器手段に続いて配置され、前記
   クーラント流体から前記推進剤バルブ手段に熱の一部を
   移すことを特徴とする宇宙船。
8. 【請求項８】 複数の推進剤バルブ手段であって、それ
   ぞれの前記バルブ手段が、前記推進剤管供給手段からの
   関連するロケットエンジンへの推進剤の流れを制御すべ
   く、前記ロケットエンジンのそれぞれひとつと関連して
   いる推進剤バルブ手段と、 複数の推進剤バルブ熱交換器手段であって、それぞれの
   前記推進剤バルブ熱交換器手段が、前記推進剤バルブ手
   段のひとつと関連しており、それぞれの前記推進剤バル
   ブ熱交換器手段は、前記推進剤バルブ手段の前記それぞ
   れひとつへ熱を移すべく、前記再循環クーラントループ
   内において、前記推進剤バルブ手段の前記それぞれひと
   つと関連するロケットエンジンに関連する前記熱交換器
   のひとつに続いて配置されている推進剤バルブ熱交換器
   手段とを有している、請求項６に記載の宇宙船。
9. 【請求項９】 前記ロケットエンジン手段は複数のロケ
   ットエンジンを備え、 前記エンジン熱交換器手段は、複数の熱交換器を備え、 該複数の熱交換器のそれぞれは、前記複数のロケットエ
   ンジンのそれぞれひとつと関連しており、 前記複数の熱交換器は直列回路に結合され、 クーラント流体は、前記熱交換器を通って、順次、流
   れ、 更に、前記推進剤管供給手段から前記ロケットエンジン
   への推進剤の流れを制御するための前記ロケットエンジ
   ン手段と関連した推進剤バルブ手段と、 推進剤バルブ熱交換器手段とを有し、 前記推進剤バルブ熱交換器手段は、前記クーラント流体
   から前記推進剤バルブ手段へ熱の一部を移すべく、前記
   再循環クーラントループ内において前記熱交換器手段に
   続いて配置されている請求項５に記載の宇宙船。
10. 【請求項１０】 ロケットエンジンと、液体推進剤を貯
    蔵するための液体推進剤リザーバーと、前記液体推進剤
    リザーバーから前記ロケットエンジンに推進剤を供給す
    る推進剤管供給手段とを備えた宇宙船であって、 クーラント流体を受入れ、貯蔵し、分配するクーラント
    流体手段と、 該クーラント流体手段からクーラント流体を受入れる第
    １の熱移送手段と、を備え、 前記クーラント流体手段は、前記第１の熱移送手段に供
    給されたクーラント流体を暖める加熱手段を備え、 前記第１の熱移送手段からクーラント流体を受入れるた
    めの第２の熱移送手段とを含み、 前記クーラント流体手段は、クーラント流体を供給すべ
    く前記第１の熱移送手段に結合されているとともに、ク
    ーラント流体を受入れるべく前記第２の熱移送手段に結
    合されて、再循環クーラントループを完結し、 前記第１の熱移送手段はさらに、前記ロケットエンジン
    が発生した熱を受けて、該受けた熱を、前記クーラント
    流体手段から受けた前記クーラント流体に移すための手
    段を備え、 前記第２の熱移送手段はさらに、前記推進剤管供給手段
    内の推進剤を加熱すべく、前記第１の熱移送手段から受
    けた前記クーラント流体から、熱を、前記推進剤管供給
    手段に移すための手段を備え、前記ロケットエンジンが
    発生した熱の一部が、前記推進剤流体を暖めるのに使用
    されることを特徴とする宇宙船。
11. 【請求項１１】 前記宇宙船は熱源を備え、 前記加熱手段は、更に、クーラント流体を前記第１の熱
    移送手段へ供給するための第３の熱移送手段を備え、 前記第３の熱移送手段は、前記熱源が発生した熱を受
    け、前記熱を前記クーラント流体へ移して、クーラント
    流体は前記第１の熱移送手段へ供給されるのに先だって
    暖められることを特徴とする請求項１０に記載の宇宙
    船。
12. 【請求項１２】 前記熱源は、電気ヒータ手段を備えて
    いる、請求項１１に記載の宇宙船。
13. 【請求項１３】 ロケットエンジンと、液体推進剤を貯
    蔵する液体推進剤リザーバーと、前記液体推進剤リザー
    バーから前記ロケットエンジンに推進剤を供給する推進
    剤管供給手段とを備えた宇宙船であって、 クーラント流体を受入れ、貯蔵し、分配するクーラント
    流体手段と、 該クーラント流体手段からクーラント流体を受入れる第
    １の熱移送手段と、 前記第１の熱移送手段からクーラント流体を受入れるた
    めの第２の熱移送手段とを含み、 前記クーラント流体手段は、クーラント流体を供給すべ
    く前記第１の熱移送手段に結合されているとともに、ク
    ーラント流体を受入れるべく前記第２の熱移送手段に結
    合されて、再循環クーラントループを完結し、 前記第１の熱移送手段はさらに、前記ロケットエンジン
    が発生した熱を受けて、該受けた熱を、前記クーラント
    流体手段から受けた前記クーラント流体に移すための手
    段を備え、 前記第２の熱移送手段はさらに、前記推進剤管供給手段
    内の推進剤を加熱すべく、前記第１の熱移送手段から受
    けた前記クーラント流体から、熱を、前記推進剤管供給
    手段に移すための手段を備え、前記ロケットエンジンが
    発生した熱の一部が、前記推進剤流体を暖めるのに使用
    され、 前記推進剤管手段は、該推進剤管手段から前記ロケット
    エンジンへの推進剤流体の流れを制御するための推進剤
    バルブ手段を備え、 前記第２の熱交換器手段は、さらに、前記クーラント流
    体から前記推進剤バルブへ熱を移し前記推進剤バルブを
    暖める手段を備えていることを特徴とする宇宙船。
14. 【請求項１４】 前記推進剤管手段は、前記推進剤管手
    段から前記ロケットエンジンへの推進剤の流れを制御す
    るための推進剤制御バルブを備え、前記第１の熱交換器
    手段は、更に、前記推進剤バルブを暖めるべく前記クー
    ラント流体から前記推進剤バルブへ熱を移すための手段
    を備え、 前記クーラント流体手段は、さらに、前記再循環クーラ
    ントループ内においてクーラント流体を送るためのポン
    プ手段と、 前記再循環クーラントループ内のクーラント流体と連通
    しているクーラント流体リザーバー手段と、 前記再循環クーラントループ内におけるクーラントの流
    れを制御するためのクーラントバルブ手段を備えている
    請求項１２に記載の宇宙船。