JPH06346795A - ロケットエンジン用スラストノズル - Google Patents

ロケットエンジン用スラストノズル

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JPH06346795A
JPH06346795A JP6088330A JP8833094A JPH06346795A JP H06346795 A JPH06346795 A JP H06346795A JP 6088330 A JP6088330 A JP 6088330A JP 8833094 A JP8833094 A JP 8833094A JP H06346795 A JPH06346795 A JP H06346795A
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    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 ロケットの後部に複数のロケットエンジンを
取り付けた場合でも、この取り付け部分が原因のロケッ
トの性能低下を極力なくすことができるロケットエンジ
ン用スラストノズルを提供する。 【構成】 各排気部３４が六角形状をしているモジュラ
ーロケットエンジン１４を同一面上に集合させ、これに
より排気部が段付き六角形状部３６となるモジュラーロ
ケットエンジン集合体をつくる。メインノズル１２のメ
インノズルインレット部４４を該モジュラーロケットエ
ンジン集合体の段付き六角形状部３６に整合させこれら
の間に隙間をつくらないようにする。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はロケットエンジン、特に
六角集合ノズルを有するロケットエンジン用スラストノ
ズルに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】通常の宇宙打ち上げロケットの場合、少
ない積載量の時は一つのロケットエンジンだけで十分に
打ち上げが可能である。その様なロケットは当該技術分
野では公知である。又、より多い積載量を同じ又はそれ
以上の高度に打ち上げる場合には、複数のロケットエン
ジンを使う。しかし、複数のエンジンを一つのロケット
に取り付ける場合、単一エンジン型のロケットでは生じ
ない性能低下が必ず生じるものである。
【０００３】例えば、排気部が円形のノズルをそれぞれ
有する複数のロケットエンジンを集合させる時には隣接
するノズル（即ち、後方基体部）間に隙間ができる。こ
の隙間は外気の流路を形成し、そこを通って外気がエン
ジンの燃焼ガスの流れに入り込み、結果的にロケットエ
ンジンの噴射ガスの全体流を乱してしまう。この乱れが
原因で、その様なロケットの全体効率は、単一大容量エ
ンジン型のロケットに比して、小さくなる。しかし、単
一の大容量エンジンは設計及び製造に多大な費用がかか
る。従って、複数エンジン型ロケットが前記性能低下が
あるにも拘わらず使用されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は後方基
体部による性能低下が最小になるような、複数エンジン
型ロケット用のノズルを提供することである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】第１面に垂直な第１軸の
周囲に集合した複数のモジュラーロケットエンジンと、
メインノズルインレットとメインノズルアウトレットを
有し、前記メインノズルインレットが前記第１面に配置
され前記複数のモジュラーロケットエンジンから排出さ
れる燃焼ガスを受ける様に配置されたメインノズルとを
備えたロケットエンジン用スラストノズルであって、前
記各モジュラーロケットエンジンは、円断面を有し又内
部の燃焼ガスを排出する円形排出孔を有する燃焼室と、
前記円形排出孔と同一径で且つ該円形排出孔に結合し該
円形排出孔からの燃焼ガスを受けるモジュラーノズルイ
ンレットと、内部の燃焼ガスを排出し前記第１面に六角
形状排出部を形成したモジュラーノズルアウトレットを
有するモジュラーノズルとを有し、前記複数のモジュラ
ーノズルアウトレットは集合して前記第１面に段付き六
角形状部を形成し、前記メインノズルインレットは該段
付き六角形状部に整合する様に該段付き六角形状部を取
り囲む構成を有する。
【０００６】
【作用】本発明による六角集合ノズルは円形燃焼室、円
形スロート、更に六角形状排出部を有する一群の複数モ
ジュラーロケットエンジンを有する。排出部が六角形の
形状をしているので、複数のモジュラーノズルは後方基
体部の形状が最小になる様に集合される。集合されたモ
ジュラーノズルは単一のメインノズルに燃焼ガスを排出
し、又、該メインノズルはその燃焼ガスを段付き六角形
状部から円形排出部方向に運ぶ。メインノズルインレッ
トを集合モジュラーノズルの段付き六角形状部に整合さ
せる事により前記後方基体部の形状が最小になり、従っ
て該後方基体部が原因となる性能低下を減少出来る。
【０００７】
【実施例】本発明の上記した特徴更に他の特徴は次ぎの
説明及び添付の図面より更に明確となるであろう。
【０００８】以下、本発明の実施例について図面を用い
て更に説明する。
【０００９】図１は本発明の六角集合ノズルを有するロ
ケットエンジン用のスラストノズル１０の後面図であ
る。スラストノズル１０はメインノズル１２と複数のモ
ジュラーロケットエンジン１４より成る。図２に示す様
に、複数のモジュラーロケットエンジン１４は第１面１
８に垂直な第１軸１６の周りに集合している。
【００１０】各モジュラーロケットエンジン１４は円断
面の燃焼室２０及び燃焼ガスを排出するための円形排出
孔としての円形の排出孔２２（スロート）を有する。各
燃焼室２０の排出孔２２にはモジュラーノズル２６が結
合されている。このモジュラーノズル２６は前記排出孔
２２と同一径のモジュラーノズルインレット２８を有す
る。モジュラーノズルインレット２８を介して、燃焼室
２０からの燃焼ガス２４はモジュラーノズル２６に入
る。各モジュラーノズル２６はモジュラーノズルアウト
レット３０を有し、ここから燃焼ガス２４を排出する。
【００１１】図１に示す様に、各モジュラーノズルアウ
トレット３０は６つの同一長さの交差辺３２を有する六
角形をしており、前記交差辺３２は前記第１面１８に位
置する六角形状排出部としての六角排気部３４を形成し
ている。複数のモジュラーノズルアウトレット３０は前
記第１面１８で集合され、集合されたモジュラーノズル
アウトレット３０の外形線によって段付き六角形状部３
６が第１面１８に沿って形成されている。本明細書で使
用している“段付き六角形”とは、図１に示す様に、六
角形の六辺の各々が波状又は段段状をしている六角形の
ことである。当該技術分野の者には容易に理解出来る様
に、本発明のロケットエンジンは六角形の排気部を有す
るモジュラーノズルを組み入れている以外は通常のモジ
ュラーロケットエンジンに類似する。従って、ロケット
エンジン１４はモジュラーノズル２６以外の部分は略図
で示す。モジュラーロケットエンジン１４の数は６の倍
数より１だけ多い数（例えば７個，１９個，３７個）が
好ましく、これらは前記第１軸１６の周りに集合され
る。
【００１２】図１、図２に示す様に、本発明では更に、
前記第１軸１６と同軸配置されるメインノズル１２が使
われる。該メインノズル１２はメインノズルインレット
３８とメインノズルアウトレット４０を有し、前記メイ
ンノズルインレット３８は前記第１面１８に位置し前記
モジュラーノズルアウトレット３０からの燃焼ガス２４
を受ける。メインノズルインレット３８は前記段付き六
角形状部３６を取り囲んでおり、従って、メインノズル
インレット３８は前記段付き六角形状部３６と寸法及び
形状が同一となっている。しかし、メインノズルアウト
レット４０は円状排気部を形成している。
【００１３】図１ではメインノズルインレット３８がモ
ジュラーノズル集合体の外周部を構成する段付き六角形
状部３６と離間した様に示されているが、これは図示の
明確化のためで実際は離間していない。従って、図３に
示す様にメインノズルインレット３８は前記複数の六角
形状の排気部３４の合計と実質的に同面積の段付き六角
形状をなすメインノズルインレット部４４を作っている
ことになる。メインノズルインレット部４４が非円形で
メインノズル１２の排気部が円形の円状排気部４２とな
っているので、メインノズル１２中の燃焼ガス２４は段
付き六角形状のメインノズルインレット部４４から円状
排気部４２方向に円滑に流れることが求められる。該要
求は、図３に示す様に、メインノズルインレット３８と
メインノズルアウトレット４０間を延設する内側面４６
で解決されている。即ち、該内側面４６はメインノズル
１２を流れる燃焼ガス２４用の境界面を形成している。
この境界面は放物断面を成し、その一端は波状となって
前記段付き六角形状部３６と合致し以てメインノズルイ
ンレット３８を形成している。
【００１４】図４に示す様に、各モジュラーノズル２６
には６つの折り目５０（３つのみ図示）を有するチュー
ブ状壁部材としてのチューブ状壁４８が形成されてい
る。各折り目５０はモジュラーノズルアウトレット３０
の隣接する２つの交叉辺３２の交点からモジュラーノズ
ルインレット２８の方向に伸びている。各モジュラーノ
ズル２６の折り目５０はチューブ状壁４８の周囲で互い
に同一距離を以て離間し、これにより燃焼ガス２４は円
滑に流れる。図２に示す様に、各モジュラーノズル２６
はモジュラーノズルインレット２８とモジュラーノズル
アウトレット３０間で規定されるノズル長５２を有して
いる。
【００１５】各モジュラーノズル２６は放物断面の形状
をしており、一端部は六角形に折れ曲がってモジュラー
ノズルアウトレット３０を形成している。各モジュラー
ノズル２６は円形断面部から六角形断面部に延びてい
る。尚、モジュラーノズル２６の六角形断面部はモジュ
ラーノズルインレット２８からノズル長５２の６０％に
相当する距離だけ離れたところにある。それ故、各モジ
ュラーノズル２６の折り目５０はモジュラーノズルイン
レット２８以外のところで消えている。
【００１６】本発明の他の実施例のモジュラーノズル６
０が図５に示してある。この実施例の場合、各モジュラ
ーノズル６０の折り目６２はモジュラーノズル６０の長
さ方向に伸びモジュラーノズルインレット２８の部分で
消えている。
【００１７】第１実施例のモジュラーノズル２６の場
合、図６に示す先行技術の軸対称ノズル７０に比して僅
か０．２％の性能低下しかなく、又、他の実施例のモジ
ュラーノズル６０の場合、軸対称ノズル７０に比して
０．３％の性能低下が見られた。
【００１８】次に作用を説明する。モジュラーロケット
エンジン１４からの燃焼ガス２４はモジュラーノズル２
６を流れメインノズルインレット３８を成すメインノズ
ルインレット部４４を通過する。燃焼ガス２４はその後
メインノズル１２を通りメインノズルアウトレット４０
の円状排気部４２を通過する。燃焼ガス２４は単一のメ
インノズル１２から排出されるので、複数ロケットエン
ジンを取りつけたロケットが必然的に持つ性能低下を大
巾に減少し得る。燃焼ガス２４を円形部分から非円形部
分に流し更に円形部分に流す構成を採った本発明によれ
ば、その性能低下は複数ロケットエンジン型のロケット
の膨出後方基体部が原因となる性能低下に比して遥かに
小さい。従って、本発明によればロケットの全体性能が
向上する。
【００１９】本発明を詳細な実施例に基づいて説明した
が、当該技術分野の者によれば本発明の基本概念内で多
くの変形例を成す事は容易である。
【００２０】
【発明の効果】本発明によれば、第１面に垂直な第１軸
の周囲に集合した複数のモジュラーロケットエンジン
と、メインノズルインレットとメインノズルアウトレッ
トを有し、前記メインノズルインレットが前記第１面に
配置され前記複数のモジュラーロケットエンジンから排
出される燃焼ガスを受ける様に配置されたメインノズル
とを備えたロケットエンジン用スラストノズルであっ
て、前記各モジュラーロケットエンジンは、円断面を有
し又内部の燃焼ガスを排出する円形排出孔を有する燃焼
室と、前記円形排出孔と同一径で且つ該円形排出孔に結
合し該円形排出孔からの燃焼ガスを受けるモジュラーノ
ズルインレットと、内部の燃焼ガスを排出し前記第１面
に六角形状排出部を形成したモジュラーノズルアウトレ
ットを有するモジュラーノズルとを有し、前記複数のモ
ジュラーノズルアウトレットは集合して前記第１面に段
付き六角形状部を形成し、前記メインノズルインレット
は該段付き六角形状部に整合する様に該段付き六角形状
部を取り囲む構成を有するので、複数ロケットエンジン
を取りつけたロケットが必然的に持つ性能低下を大巾に
減少し得る。又、燃焼ガスを円形部分から非円形部分に
流し更に円形部分に流す構成を採用しているので、その
性能低下は通常の複数ロケットエンジン型のロケットの
膨出後方基体部が原因となる性能低下に比して遥かに小
さい。従って、本発明によればロケットの全体性能が向
上する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施例のスラストノズルの背面図。
【図２】図１のＡ−Ａ線に沿う断面図。
【図３】本発明の実施例のメインノズルの内側面の形状
を示す一部破断斜視図。
【図４】本発明に実施例のモジュラーノズルを示す一部
破断斜視図。
【図５】本発明の実施例のモジュラーノズルの他の態様
を示す一部破断斜視図。
【図６】従来のエキスパンジョンノズルを示す一部破断
斜視図。
【符号の説明】
１０…スラストノズル １２…メインノズル １４…モジュラーロケットエンジン １６…第１軸 １８…第１面 ２０…燃焼室 ２２…排出孔（円形排出孔） ２４…燃焼ガス ２６…モジュラーノズル ２８…モジュラーノズルインレット ３０…モジュラーノズルアウトレット ３４…六角排気部（六角形状排出部） ３６…段付き六角形状部 ３８…メインノズルインレット ４０…メインノズルアウトレット ４２…円状排気部（円形の排出部） ４４…メインノズルインレット部 ４６…内側面 ４８…チューブ状壁（チューブ状壁部材） ５０…折り目 ５２…ノズル長
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 エドワード ビー．サイヤー アメリカ合衆国，フロリダ，パーム ビー チ ガーデンス，スティープルチェイス ドライブ 8309

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 第１面に垂直な第１軸の周囲に集合した
    複数のモジュラーロケットエンジンと、 メインノズルインレットとメインノズルアウトレットを
    有し、前記メインノズルインレットが前記第１面に配置
    され前記複数のモジュラーロケットエンジンから排出さ
    れる燃焼ガスを受ける様に配置されたメインノズルと、 を備えたロケットエンジン用スラストノズルであって、 前記各モジュラーロケットエンジンは、 円断面を有し又内部の燃焼ガスを排出する円形排出孔を
    有する燃焼室と、前記円形排出孔と同一径で且つ該円形
    排出孔に結合し該円形排出孔からの燃焼ガスを受けるモ
    ジュラーノズルインレットと、内部の燃焼ガスを排出し
    前記第１面に六角形状排出部を形成したモジュラーノズ
    ルアウトレットを有するモジュラーノズルと、 を有し、 前記複数のモジュラーノズルアウトレットは集合して前
    記第１面に段付き六角形状部を形成し、前記メインノズ
    ルインレットは該段付き六角形状部に整合する様に該段
    付き六角形状部を取り囲む構成を有する、ことを特徴と
    するロケットエンジン用スラストノズル。
  2. 【請求項２】 前記メインノズルインレットは前記複数
    の六角形状排出部の合計と同一面積のメインノズルイン
    レット部を有することを特徴とする請求項１項記載のロ
    ケットエンジン用スラストノズル。
  3. 【請求項３】 前記メインノズルアウトレットは円形の
    排出部を有することを特徴とする請求項２項記載のロケ
    ットエンジン用スラストノズル。
  4. 【請求項４】 前記メインノズルは更に前記段付き六角
    形状部から円形の排出部までの燃焼ガス流を円滑にする
    手段を有することを特徴とする請求項３項記載のロケッ
    トエンジン用スラストノズル。
  5. 【請求項５】 前記燃焼ガス流を円滑にする手段は前記
    メインノズルインレットと前記メインノズルアウトレッ
    トの間を延びる内側面より成り、該内側面は燃焼ガス流
    との境界面となっていることを特徴とする請求項４項記
    載のロケットエンジン用スラストノズル。
  6. 【請求項６】 各モジュラーノズルは６つの折り目を有
    するチューブ状壁部材より成り、各折り目はモジュラー
    ノズルアウトレットより前記モジュラーノズルインレッ
    トの方向に伸びていることを特徴とする請求項２項記載
    のロケットエンジン用スラストノズル。
  7. 【請求項７】 各モジュラーノズルの複数折り目は前記
    チューブ状壁部材の周囲に同一距離を以て離間している
    ことを特徴とする請求項６項記載のロケットエンジン用
    スラストノズル。
  8. 【請求項８】 各モジュラーノズルの折り目は前記モジ
    ュラーノズルインレットの部分まで伸びていることを特
    徴とする請求項７項記載のロケットエンジン用スラスト
    ノズル。
  9. 【請求項９】 各モジュラーノズルの折り目は前記モジ
    ュラーノズルインレット以外の部分まで伸びていること
    を特徴とする請求項７項記載のロケットエンジン用スラ
    ストノズル。
  10. 【請求項１０】 各モジュラーノズルはモジュラーノズ
    ルインレットとモジュラーノズルアウトレット間の距離
    に相当するノズル長を有し、又、各モジュラーノズルは
    円形断面部から、モジュラーノズルインレットからノズ
    ル長の６０％に相当する距離にある六角形断面部に伸び
    ていることを特徴とする請求項９項記載のロケットエン
    ジン用スラストノズル。
JP08833094A 1993-04-28 1994-04-26 ロケットエンジン用スラストノズル Expired - Fee Related JP3267438B2 (ja)

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US054,915 1993-04-28

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EP (1) EP0622539B1 (ja)
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DE (1) DE69409152T2 (ja)

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