JP5685250B2 - 極低温推進剤を用いるロケットエンジン - Google Patents

Description

本発明は、少なくとも、第１液体推進剤用の第１タンクと、第２液体推進剤用の第２タンクと、不活性流体用の第３タンクと、燃焼室、第１及び第２液体推進剤を燃焼室に噴射するための装置、ノズルスロート、並びに末広部分を含む軸対称ノズルと、を有する極低温推進剤ロケットエンジンに関する。

米国特許第６，６５８，８６３号明細書は、詳細には、推進剤をロケットエンジンに連続的に送出するために、及びタンクの構造的集結性を維持するために、１又は２以上の推進剤タンクを加圧することを目的として、ロケットエンジン打上げロケットに積み込まれている、ヘリウム等の不活性ガスを加圧下で貯蔵し供給するためのシステムを記載する。そのような公知のシステムは、打上げロケットの推進システムからの高温ガスを熱源として使用することができる熱交換器を実施する。変形例として、電気加熱を使用する提案もなされている。そのような解決法は、全てのタイプのロケットエンジン及び末広ノズルには適していない。特に、それらの解決法は、エキスパンダー型サイクルで動作し、又は複合材料で作られた末広ノズルを用いるロケットエンジンからエネルギーを回収するには不十分である。

一般に、産業界では、固体部品から得られるエネルギー源を使用することにより流体を加熱する熱交換器がしばしば用いられる。このエネルギー源は、伝導（２つの部品間の接触）、あるいは対流（熱流体と壁との間の接触）のいずれかにより回収される。

米国特許第６，６５８，８６３号明細書

本発明は、先行技術の上述した欠点を改善し、１又は２以上の推進剤タンクを加圧するための不活性流体を加熱するために、ロケットエンジンから得られる熱を回収することを最適な且つ簡単な方法で可能にし、且つまた、ロケットエンジンが搭載された打上げロケットの搭載重量を減少させることを目的とする。

本発明によれば、これらの目的は、少なくとも第１液体推進剤用の第１タンクと、第２液体推進剤用の第２タンクと、不活性流体用の第３タンクと、燃焼室、第１液体推進剤及び第２液体推進剤を燃焼室に噴射するための装置、ノズルスロート、並びに末広部分を含む軸対称ノズルと、を有する極低温推進剤ロケットエンジンにおいて、ロケットエンジンの運転中に放出される熱放射のエネルギーを回収するために、及び上記不活性流体を加熱するために、上記不活性流体を移送するための少なくとも１つのダクトを含み且つノズルの外側に、そのすぐ近くで接触することなく配置されたヒータ装置を更に含むことを特徴とする極低温推進剤ロケットエンジンにより達成される。

複合材料で作られたロケットエンジンの末広ノズル部分によって放出される輻射力は、末広部分の単位平方メートルあたり２５０キロワット（ｋＷ／ｍ²）より大きく、かくして、大量の輻射エネルギーを不活性流体（例えば２０ケルビン（Ｋ）で使用可能なヘリウム）を加熱するために回収することができ、それにより、必ずしもエネルギーをロケットエンジンから伝導又は対流によって回収することなく、打上げロケット段階を加圧し、搭載量に関して直接の増加（数十キログラム程度の）を得ることができる。

本発明の一側面によれば、ヒータ装置は、加熱するための不活性流体が内部を流れる金属構造体からなり、熱放射の観点から吸収性の高い薄い層が、少なくとも輻射力源を構成するノズルに面する壁に付着される。

可能な実施形態では、ヒータ装置は、ノズルを囲む少なくとも１つの円環体からなる。

さらに別の実施形態では、ヒータ装置は、ノズルの末広部分の周囲に螺旋状に巻かれた少なくとも１本のチューブからなる。

さらに別の有利な実施形態では、ヒータ装置は、ノズルの末広部分を囲む２本乃至４本のチューブをからなる。

このような状況下において、ヒータ装置は、例えば、４本のチューブを有するのがよい。

有利には、チューブは、少なくとも１つのチューブ内に不活性流体の対向流をもたらすための手段を備えている。

複数のチューブは、それ自体、共通の円形軸線又は共通の螺旋軸線のまわりに巻かれた一組の一緒にねじられたチューブからなるのがよい。

不活性流体は、有利には、例えば液体酸素タンクを加圧するための加圧用ガスとして機能するヘリウムである。このような状況下において、連結パイプが、液体酸素タンクに加圧用ヘリウムを供給するために、ヒータ装置と液体酸素タンクとの間に配置される。

ロケットエンジンのノズルは、幅広く様々な方法で作られるのがよく、例えば、有利には炭素−炭素複合材料によって作られる伸長可能な末広ノズルを含むのがよい。

本発明の他の特徴および利点は、添付図面を参照して例として与えられる特定の実施形態の以下の説明から明らかになる。

本発明の実施形態におけるプレートヒータ装置及びロケットエンジンノズルの概略断面図である。 図１のプレートヒータ装置の部分IIの拡大図である。 ノズル及び図１のプレートヒータ装置の概略斜視図である。 ノズルとドーナツ形状のヒータ装置とを有する本発明の実施形態の概略斜視図である。 ノズルと螺旋チューブの形態のヒータ装置とを有する本発明の実施形態の概略斜視図である。 ノズルと複数の螺旋チューブを有するヒータ装置とを有する実施形態の概略斜視図である。 ノズルと、円環体に内接しうる構造体内に複数のねじれチューブを有するヒータ装置と、を含む本発明の実施形態の概略斜視図である。 本発明が適用されるロケットエンジンの一例の全体概略図である。

説明は、本発明が特に適用できるエキスパンダーサイクルロケットエンジンの例に関する図８を参照して簡潔に始める。

タンク８０に貯蔵された水素などの燃料の流れは、ポンプ８３によってタンクからパイプ８２及びバルブ８１を経て汲み出され、パイプ８４に沿ってノズル４０の壁４７まで流れ、ノズルに沿って再生器回路８５を構成するチューブのネットワーク内を流れる。再生器回路８５は、再生器回路８５からパイプ８６を経て抽出される燃料推進剤を加熱することによって、末広部分４３の頂部の壁４７、ノズルスロート４２、及び燃焼室４１の温度を低下させる。タービンポンプ８３によって燃料推進剤を送出するための及びポンプ７３によって酸化剤推進剤を送出するためのターボポンプの部分を形成するタービン８７及び７７は、パイプ８６、９７、及び９８から推進剤を受け入れる。この推進剤は、再生器回路８５によってガス化されており、タービン８７及び７７から、燃焼室４１に至るダクト９９を経て出口で排出される。パイプ８６内を流れる燃料推進剤の流れ全体は、噴射器４５によって燃焼室４１内に噴射される。推進剤タンク７０から取り出された酸化剤推進剤は、ポンプ７３を使用してパイプ７２及びバルブ７１を経て汲み出され、燃焼室４１に噴射されるためにパイプ７４を経て噴射器４４まで進む。

従来の方法では、再生器回路８５は、燃焼室の壁及びロケットエンジンノズルの全部又は一部を構成するシェルに取り付けられた金属チューブのネットワークによって構成される。

本発明は、単に例として与えられている、再生器回路８５を組み込んだノズルに限定されない。

本発明は、いかなるタイプの末広部分４３にも適用され、例えば、一緒に溶接又はロウ付けされ、且つ、末広ノズルの少なくとも一部分を直接構成する並置冷却チューブのシートを備えるロケットエンジンに適用される。それにもかかわらず、本発明は、好ましくは、例えば炭素−炭素型、炭素−セラミック型、又はセラミック−セラミック型の耐熱構造複合材料で作られた末広ノズルに適用され、この末広ノズルは、任意に、伸長可能であるのがよい。

また、本発明は、ある他の形式の冷却回路、例えば、エンジンに供給される主推進剤の流れとは異なる補助流体回路で稼動するロケットエンジンに適用してもよい。

末広部分４３が冷却されず且つ複合材料で作られていると、ロケットエンジンの運転中、ロケットエンジンは高レベルの熱放射を外部に放出する。末広部分４３から放出される出力は、一般的に、末広部分の単位平方メートル当たり２５０ｋＷより大きい。

本発明によれば、不活性流体を移送する少なくとも１つのダクトを含むヒータ装置１２０は、ロケットエンジンが動作中である場合に放出される熱放射のエネルギーを回収し、それにより不活性流体、例えばヘリウムを加熱するために、ノズル４０の外側に、そのすぐ近くで、接触することなく配置される。

図８において、パイプ６２及びバルブ６１によってヒータ装置１２０に連結されるヘリウムタンク６０と、液体酸素タンク７０に加圧用のヘリウムを供給するためにヒータ装置を液体酸素タンク７０に連結するパイプ６３とを見ることができる。

図８は、ドーナツ形状のヒータ装置１２０を示しているが、ロケットエンジンからの輻射エネルギーを回収し、１又は２以上の推進剤タンクを加圧するのに役立つと共に、輻射熱交換器を使用しない従来のヘリウム加圧システムと比較して搭載量に関して数十キログラムの改善を得るこの輻射熱交換器に関して、様々な実施形態が可能である。

ロケットエンジンから生じる輻射エネルギーを回収するヒータは、加熱するための流体が内部を流れる金属構造体により構成されている。ヒータは、その場所で吸収することができる使用可能な輻射力の関数として寸法決めされている。一定の寸法形状に関して、その吸収力は、その吸収特性と、ヒータとロケットエンジンとの間の全体の可視率との、両方に依存している。そういうわけで、熱放射の観点から吸収性の高い薄い層が、輻射力源の対面壁に付着されるのである。付着物の強い吸収により、ロケットエンジンから生じる入射束の過度の反射を防止することを可能にし、それにより過熱点を生じさせない。熱交換器内を流れる流体は、従来の対流により加熱し、それによってヒータの壁の温度を安定させるのに役立つ。

ヒータの環境は、宇宙の真空（温度は３Ｋ）、及び、運転中高温（Ｔ＞１０００Ｋ）である軸対称形状の少なくとも一部からなるロケットエンジンから成り立っている。

１つの可能な実施形態において、ヒータ装置２０は、（図１及び図３に切頭円錐３０により図式的に表わされている）末広ノズルの周囲に、３０°乃至３６０°の範囲にある角度σにわたって延在する切頭円錐扇形の金属板からなる。

図２に見られるように、ヒータ２０の板２１は、矩形又は円形断面の連続的なチャネル２２のネットワークを含む。熱放射の観点から吸収性の高い材料の薄い層２３が、輻射力源３０に面する板２１の壁上に形成される。

ヒータ２０の板２１は、約５ミリメートル（ｍｍ）乃至１５ｍｍの範囲にある厚さを有するのがよい。

別の実施形態では、ヒータ１２０は、図４に切頭円錐３０により図式的に表わされているように、ノズルを囲む円環体からなる。

ドーナツ形ヒータ１２０は、ノズルの末広部分、ノズルのスロート、又は燃焼室の壁の周囲に配置されるのがよい。ノズルの軸線を共有する複数の円環体は、輻射力源３０に沿って段階的に並置されるのがよい。

図１乃至図３の実施形態におけるように、円環体１２０は、少なくとも、輻射力源３０に面する円環体１２０の壁の外側面に吸収性付着物を有している。

別の実施形態では、図５に示すように、ヒータ２２０は、ノズルの末広部分により構成され、切頭円錐により図式的に表わ示されたように輻射力源３０の周囲に螺旋状に巻かれたチューブからなる。

このような状況下において、図６に示すように、図６に切頭円錐により同様に図式的に表わされたノズルの末広部分の周囲に螺旋状に巻かれた複数のチューブ、例えば、４本のチューブ３２１、３２２、３２３、及び３２４からなるヒータ装置３２０を実施するのが有利である。

図５及び図６の実施形態では、螺旋チューブ２２０、３２１、３２２、３２３、及び３２４は全て、それらの外側面上で、少なくとも輻射力源３０の方に向いている部分上に放射吸収性材料の層を有している。

図６の螺旋状チューブ３２１乃至３２４について、ヒータ３２０の効率を変化させるため、選択的に、チューブのあるものに対向流を流す対策をすることが可能である。熱源３０の軸線を囲むチューブの螺旋形状により、いかなる過熱をも防止するためにチューブの温度をより均一にすることを可能にする。

等しい流体断面及び等しい流量において、チューブ３２１乃至３２４に沿って進行する流体とチューブの壁との間の熱交換係数は高められ、熱交換器断面は大きくなる。かくして、このタイプのヒータの効率は、図４に示したように単一円環体のヒータにおけるよりもはるかに大きく、その動作範囲は拡大される。

図７は変形例を示し、この変形例では、ヒータ装置４２０は、円形軸線の周囲に巻かれた、即ち、円環体の幾何学的な包絡線に含まれるが、末広ノズル３０の軸線と同じ軸線を有する螺旋内に等しくうまく含まれる、一緒にねじられた４本のチューブ４２１乃至４２４からなる。

共通の円形軸線の周囲に螺旋状に巻かれるチューブの数は、４本以外であってもよい。かくして、互いに差し込まれる２本組、３本組、４本組、又はそれ以上の数のチューブを有することが可能である。

末広ノズルの高さ全体に沿って段階的に設けられたドーナツ形チューブ１２０又はチューブ４２０のグループの複数の異なる組立体を有することも可能である。

Claims (11)

1. 少なくとも第１液体推進剤用の第１タンク（７０）と、第２液体推進剤用の第２タンク（８０）と、不活性流体用の第３タンク（６０）と、燃焼室（４１）、第１液体推進剤及び第２液体推進剤を燃焼室（４１）に噴射するための装置（４４、４５）、ノズルスロート（４２）、並びに末広部分（４３）を含む軸対称ノズル（４０）と、を有する極低温推進剤ロケットエンジンにおいて、更に、ロケットエンジンの運転中に放出される熱放射のエネルギーを回収するために、及び上記不活性流体を加熱するために、上記不活性流体を移送するための少なくとも１つのダクト（２２；１２０；２２０；３２１乃至３２４；４２１乃至４２４）を含み且つノズルの外側に、そのすぐ近くで接触することなく配置されたヒータ装置（２０；１２０；２２０；３２０；４２０）を含み、ヒータ装置（２０；１２０；２２０；３２０；４２０）は、加熱するための不活性流体が内部を流れる金属構造体からなり、熱放射の観点から吸収性の高い薄い層（２３）が、少なくとも輻射力源を構成するノズルに面する壁に付着されることを特徴とする極低温推進剤ロケットエンジン。
2. ヒータ装置（１２０）は、ノズル（４０）を囲む少なくとも１つの円環体からなることを特徴とする請求項１に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
3. ヒータ装置（２２０）は、ノズル（４０）の末広部分（４３）の周囲に螺旋状に巻かれた少なくとも１本のチューブからなることを特徴とする請求項１に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
4. ヒータ装置（３２０）は、ノズル（４０）の末広部分（４３）を囲む２本乃至４本のチューブ（３２１乃至３２４）からなることを特徴とする請求項２又は３に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
5. ヒータ装置（４２０）は、末広部分の軸線と一致する軸線の円又は螺旋の円形軸線又は螺旋軸線の周囲に巻かれた、４本の一緒にねじられたチューブ（４２１乃至４２４）からなることを特徴とする請求項４に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
6. チューブ（３２１乃至３２４；４２１乃至４２４）は、少なくとも１つのチューブ内に不活性流体の対向流を形成するための手段を備えていることを特徴とする請求項４又は５に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
7. 不活性流体はヘリウムであることを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
8. 少なくとも１つの液体酸素タンク（７０）を含むことを特徴とする請求項１乃至７のいずれか１項に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
9. 少なくとも１つの液体酸素タンク（７０）と、この液体酸素タンク（７０）に加圧用ヘリウムを供給するために、ヒータ装置（２０；１２０；２２０；３２０）と液体酸素タンク（７０）とを連結するパイプとを含むことを特徴とする請求項７に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
10. ノズル（４０）は、伸長可能な末広部分（４３）を含むことを特徴とする請求項１乃至９のいずれか１項に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。
11. 耐熱構造炭素−炭素、炭素−セラミック、又はセラミック−セラミック複合材料で作られた末広部分を有することを特徴とする請求項１乃至１０のいずれか１項に記載の極低温推進剤ロケットエンジン。

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