JPS63120842A - 推進装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の背景 この発明は飛行体に対する推進装置及び方法、更に具体
的に云えば、ロケット・エンジン、スクラム・ジェット
會エンジン又はラム拳ジェットΦエンジンを持つ航空機
に対する推進装置及び方法に関する。液体水素、液体炭
化水素及び液体酸素を貯蔵しておいて、比較的簡単な飛
行体及び推進装置の設計で、高い推進推力、飛行体の小
さい重量及び飛行体の小さい抗力を達成する様に系統的
に使う。

軌道まで１段の飛行は、大きな正味の利用推力、飛行体
の小さいｍＷ及び小さい空気力学的な抗力の組合せによ
って得られる高い加速度の観点から考えることが出来る
。推進剤のｆｆ１ｆｆｉは飛行を続ける内に減少し、正
味の正の推力が利用出来れば、推進剤の予備が利用出来
る限り、飛行体は軌道高度で軌道突入速度に達する。従
って、飛行体を推進する時の要因は、飛行体の寸法に対
する推進剤の量である。軌道まで１段の飛行の２番目の
要因は、飛行体及び推進装置の固定重量が小さいことで
ある。これは、軌道まで上昇する間全体にわたり、この
重量が推力と対抗するからである。軌道まで１段の飛行
に於ける３番目の要因は、飛行体の形であり、これは揚
力及び抗力の好ましい関係を生ずるものでなければなら
ない。最後の要因は推進装置、即ち、飛行体のロケット
・エンジンから高い推力が得られることである。上に述
べた点にかんがみ、飛行体の寸法に較べて推進剤の量を
増加すること、飛行体及び推進装置の固定重量を減少し
、こうして飛行体及び推進装置を軌道まで推進する為の
推進力を少なくすること、航空機の空気力学的な形を改
善すること、及び推進装置によって達成し得る推力を改
善することが望ましいことが容易に判る。

現在この分野では、多種推進剤液体推進装置を含めて非
常に多数の液体推進装置が知られている。

然し、貯蔵タンクの重量を減らすと共に空気力学的な抗
力の小さい飛行体となる様にしながら、飛行体内の貯蔵
場所を最大限に利用する様に、飛行体の中に推進剤を貯
蔵することは困難である。液体推進剤推進装置で上に述
べたことを達成する為には、一般的に液体推進剤を貯蔵
する為に、飛行体に真空形貯蔵タンクを設けることが必
要であった。真空形貯蔵容器及び装置は管理が難しく、
飛行体の重量を大幅に増加する。従って、飛行体の機内
に液体推進剤を貯蔵する為に、真空形貯蔵タンク及びそ
の他のかさばる装置を省くことが望ましい。

飛行体の推進装置には、炭化水素−液体酸素混合物が推
進剤として広（使われている。こういう炭化水素燃料が
燃焼室内で５，０００”Ｆを越える温度で燃焼し、大き
な推力を発生することが判っている。然し、更に最近の
飛行体の設計に対する推進装置は、炭化水素−液体酸素
混合物によって一般的に達成し得るよりも更に大きな推
力を必要とし、より大きな推力を発生する為に、一般的
には更に複雑な推進装置に用いる、より複雑な推進剤が
開発された。こういう複雑な推進剤の大部分は、燃焼温
度が極めて高いと云う様な種々の理由で普通の推進装置
に使うことが出来ず、この様な推進剤の燃焼に対処する
為には、複雑な推進装置及び貯蔵装置を開発しなければ
ならない。こういう難点を解決する複雑な推進装置は、
飛行体の重量を大幅に増加する。以上述べたことにかん
がみ、上に述べた欠点を解決する為に、炭化水素−液体
酸素燃料混合物に基づくそれ程復雑でない推進装置を利
用するのが有利であることが判る。

分子量の大きい炭化水素の様なある化学物質が吸熱反応
によって、燃料として使うことが出来る反応生成物を生
ずることがよく知られている。ある化学物質を吸熱反応
によって、燃焼器で燃焼することの出来る燃料に変換す
る従来の装置が開発されている。然し、こういう従来の
多くの装置は、吸熱反応過程によって、燃焼器に望まし
くない被覆を積重ねる惧れのあるある反応生成物を生ず
るので、不利である。従って、エチレン、エタン、プロ
ピレン及びプロパンの様な単純な炭化水素を、吸熱反応
によって、飛行体の推進装置に於ける改良された燃料と
して役立つ反応生成物だけを主に発生する化学物質とし
て、利用する推進装置を提供することが望ましい。

燃焼室の様な燃焼装置内に高い温度を発生する燃料を利
用する従来の推進装置では、この高い温度、即ち、５，
０００丁及びそれ以上の温度に耐えることが出来る材料
を見つけるのが困難であった。ロケット・ケーシングの
いろいろな種類の燃焼器ライナ及びのどライナが提案さ
れているが、それらは複雑で高価であるか、或いは寿命
が限られているか、或いはライナ材料の構造的な弱化並
びに／又は溶融を防止する為には、その中に過剰の量の
冷却材を循環させることを必要とする。従って、上に述
べた欠点を解決する推進装置に、改良された燃焼器及び
のどの設計と材料を提供することが望ましい。

発明の要約 従って、この発明の主な目的は、多種推進剤を利用する
形式の改良された飛行体及び推進装置を提供することで
ある。

この発明の別の目的は、飛行体及び推進装置の両方の設
計の条件を考慮に入れながら、軌道まで１段の飛行を達
成する様に、系統的に推進剤を選択して利用する推進装
置及び方法を提供することである。

この発明の別の目的は、軽量で単純な設計の容器内に多
種燃料を貯蔵し、寸法が最小で重量が最小の飛行体内に
最大限の推進剤の予備を持たせる様な燃料貯蔵装置及び
方法を提供することである。

この発明の別の目的は、揚力及び抗力の点で飛行体の最
適の形を作りながら、予備の推進剤を最大にする燃料貯
蔵装置及び方法を提供することである。

この発明の別の目的は、高い燃焼圧力を収容する為の燃
焼器ライナ及びノズルのどライナを利用し、高い燃焼温
度に耐えることが出来る推進装置及び方法を提供するこ
とである。

この発明の別の目的は、液体酸素酸化器と共に炭化水素
及び水素燃料の混合物を利用して、分子量の小さい燃料
から高い燃焼温度、を求める推進装置及び方法を提供す
ることである。

この発明の別の目的は、ロケット拳エンジンの燃焼器及
びノズルのどのライナを冷却する推進装置及び方法を提
供することである。

この発明の別の目的は、ロケット拳エンジンの燃焼器ラ
イナ及びノズルのどライナを燃料の吸熱分解によって冷
却する改良された推進装置及び方法を提供することであ
る。

この発明の別の目的は、熱伝達を高めると共に、燃焼器
ライナ及びノズルのどライナの吸熱冷却の停留時間を長
くする様な改良されたロケットの燃焼器及びノズルのど
の設計を提供することである。

この発明の別の目的は、推進装置の燃焼室に燃料及び液
体酸素を噴射する改良された燃料噴射装置及び液体酸素
噴射装置を提供することである。

上記並びにその他の目的が、この発明では、改良された
推進装置及び改良された飛行体の設計に関連して使われ
る特定の種類の推進剤の選択によって達成される。

この発明の改良された推進装置は炭化水素燃料を利用し
、燃焼器ライナ及びのどライナを持つロケット・ケーシ
ングと、該燃焼器ライナ及びのどライナに隣接していて
それを取囲む、炭化水素燃料に対する燃料通路と、該燃
料通路に燃料の流れを供給する手段と、ロケット・ケー
シング内の燃焼から燃焼器ライナ及びのどライナに大き
な熱流を供給して、ライナの温度がその温度限界を越え
る様にする手段と、燃料通路に於ける炭化水素の吸熱熱
分解によって燃焼器ライナ及びのどライナを冷却する手
段とを有する。この発明の一面では、燃料通路に於ける
炭化水素の吸熱熱分解が水素の存在のもとに実行され、
燃料中の水素が吸熱熱分解速度を加速する。この発明の
別の一面では、炭化水素の吸熱熱分解が触媒手段の存在
のもとに燃料通路内で実施され、この触媒手段が吸熱熱
分解速度を加速する。水素の存在のもとに於ける並びに
／又は触媒の存在のもとに於ける、この発明で使われる
様な種類の炭化水素燃料の吸熱熱分解が、−層高い燃焼
速度を持つ燃料生成物、−層高い燃焼温度を持つ燃料生
成物、並びに／又は−痛手さい分子量をＦ、１７つ燃料
生成物を発生する。

この発明の航空機は２種燃料装置を利用する推進装置を
ｔｊｊっており、少なくとも一方の燃料が極低温燃料で
ある。非真空形内側タンクがこの極低温燃料を収容して
おり、この内側タンクを取巻く非真空形の外側タンクが
２番目の燃料を収容している。２番目の燃料は低い凝固
点及び高い沸点を持つ燃料であり、これは内側タンク内
にある極低温燃料に対する絶縁体として作用する。外側
タンクにある２番目の燃料も極低温燃料であってよい。

推進剤タンク又は容器装置が、液体極低温燃料、例えば
水素を収容又は貯蔵する為の加圧された円筒形内側タン
ク又は容器を持っており、これは頑丈な絶縁された壁を
有する。液体極低温燃料を収容して貯蔵する内側タンク
を取巻いて、一般的には液体／又は気体状炭化水素であ
る２番目の燃料を収容する外側タンクがある。例えば液
体水素を収容する内側タンクを予め冷却された液体並び
に／又は気体状炭化水素で取囲むことにより、高い高度
に於ける液体水素の過剰な沸騰が防止される。

この液体並びに／又は気体状炭化水素の層が液体水素を
絶縁し、こうして絶縁物として普通の極低温真空容器の
必要性を避ける。炭化水素を収容する外側タンクの壁が
、飛行体の表皮である。この為、外側タンクの外壁は飛
行体の空気力学的な形と同形である。予め冷却された炭
化水素は実質的に加圧がなく、従って液体水素のタンク
と飛行体の表皮の間の空間全体を埋める。飛行体に燃料
を貯蔵するこの設計と方法により、飛行体は、予備燃料
を減少せずに、最適の揚力及び抗力が得られる様に整形
することが出来る。

液体酸化剤に対する貯蔵手段を設け、普通の手段を用い
て、沸騰を少なくする為に、液体酸化剤を過冷却状態に
保つ。液体酸化剤貯蔵手段は、飛行体並びにこの発明の
改良された燃料貯蔵装置の形と同形の加圧されていない
容器（１つ又は複数）を埋める様な任意の適当な形に配
置することが出来る。

更にこの発明では、燃焼器、推進剤噴射器、ノズルのど
及びノズルを持つロケット・ケーシングと、燃焼器及び
ノズルのどに隣接してそれを取囲んでいて、その中で燃
料の吸熱熱分解が行なわれる燃料通路と、燃料通路に燃
料の流れを供給する手段とを有し、燃焼器ライナ及びノ
ズルのどライナを形成する織った炭化珪素繊維の内壁と
、この内壁から隔たっていて前記燃料通路を形成する織
った炭化珪素繊維の外壁とを設けたことを改良点とする
推進装置λを提供する。炭化珪素繊維を好ましくは連続
的に織り、燃焼器及びノズルのどからの熱を伝導によっ
て燃料通路に伝え、こうして燃料の吸熱熱分解用の熱を
供給する。好ましい実施例では、織った炭化珪素繊維の
内壁は、通路から壁を通って燃焼器及びノズルのどへの
水素の拡散を選択的に制御する為の孔度を持っている。

推進装置、即ちロケット・エンジンのこの改良、即ち、
燃焼室を連続的に巻いた炭化珪素繊維で作ることにより
、分子量の小さい燃料、即ち、例えば分子量の小さい炭
化水素及び水素の様な燃料から、酸化剤、即ち酸素の存
在のもとに、ロケット・エンジンを非常に高い温度で動
作させることが出来る。

こういう燃料の燃焼生成物は分子量が比較的小さい。こ
の明細書で云う分子量の小さい炭化水素は、炭素原子４
個未満の不飽和又は飽和炭化水素である。

燃料通路に於ける炭化水素の吸熱分解によって生ずる水
素の他に、炭化水素混合物中の液体水素から利用し得る
水素が、燃焼生成物中に分子量が比較的小さい水蒸気を
大きな割合で形成することを促進する。燃焼器内の高い
燃焼温度及びノズルのどに於ける高い温度に対しては、
連続的に巻いた炭化珪素繊維を組合せて使うと共に、燃
料通路内の水素の薄膜冷却によって対処する。この水素
が燃料通路から燃焼器ライナ及びのどライナを介して燃
焼室及びノズルのど室に夫々拡散する。正味の結果とし
て、燃焼温度と分子量の比は、ロケット・エンジンのノ
ズルのどに高い音速を生じ、超音速膨張の後は、ロケッ
ト・エンジンの高い排気速度を生ずる。

この発明では、燃焼器ライナ及びのどライナを炭化珪素
繊維を巻いた構造にすることにより、大きなフープ強度
が得られ、繊維層は、巻いた炭化珪素繊維の制御された
孔度が、炭化水素ではなく、水素が圧力のもとに壁を介
して燃焼室及びノズルのど室へ移動又は拡散することが
出来る様にすることにより、しみ出し冷却を行なう。こ
の為、壁の高温側の薄膜冷却が行なわれると同時に、水
素の添加が排気ガスの分子量を下げ、こうして−層高い
のど速度を生ずる。更に、燃焼器ライナ及びノズルのど
ライナの燃焼器及びノズルのど側の水素膜が、ノズルの
どに対する流体の壁の摩擦を少なくする。

この発明の別の一面では、推進装置が、燃焼器ライナを
持つ燃焼室及びノズルのどライナを持つノズルのど室を
をするロケット・ケーシングと、当該燃料通路の内壁を
形成する燃焼器ライナ及びノズルのどライナに隣接して
いてそれを取巻き、当該燃料通路の外壁が内壁から隔た
って通路を形成する様な燃料通路と、該燃料通路に燃料
の流れを供給する手段と、燃料通路内に配置されていて
、燃料通路内の燃料を円周方向に差向ける複数個の流れ
方向ぎめベーンとで構成される。この為、燃料が通路の
中の一層長い経路を通り、これが通路内での燃料の停留
時間を長くし、燃料通路内の流体に達する熱伝達を促進
する。複数個の流れ方向ぎめベーンがあることにより、
燃料通路内の流体の停留時間が一層長くなり、これによ
って熱伝達が一層大きくなり、炭化水素燃料の吸熱熱分
解又は分解の時間が長くなる。

別の改良では、燃料ライナに設けられた複数個の燃料噴
射孔が、燃焼室内での燃料の円周方向の運動を促進する
様な向きに、燃料を燃焼室に噴射する。酸化剤も酸化剤
噴射孔を介して燃焼室の中心に導入し、酸化剤の円周方
向の運動を促進する様な向きに、燃焼室内に酸化剤を噴
射する。こうして燃料及び酸化剤が、燃焼の前及びその
間、この室内で混合される。

この発明では、炭化水素燃料を使って、（１）−層高い
燃焼速度、（２）−層高い燃焼温度及び（３）−痛手さ
い分子量の内の少なくとも１つの性質を持つ燃料生成物
を、燃焼室内での燃焼の前に発生する。例えば、アセチ
レンは、それを発生するもとになった炭化水素よりも、
燃焼速度が一層高く、燃焼温度が一層高く、そして分子
量が一痛手さい好ましい燃料生成物である。この発明の
１実施例では、燃料通路内の水素を触媒として使い、並
びに／又は別の触媒を使って、エチレンをアセチレン及
び水素に熱的に変換し、この燃料混合物からの過剰の水
素も、コークスになったり、又は場合によってはアセチ
レンのデトネーションを招く炭素の重合に緩衝作用とし
て、それを防止する。

この発明では、液体酸素、液体及び／又は気体状炭化水
素及び液体水素の消費をこの順序で強めることが可能で
ある。これは、任意のロケットの排気速度で、運動量を
増加する為に、推進剤の質量を追加することによって推
力が得られるので、重要なことである。液体酸素は大き
な液体密度を持っており、液体炭化水素がそれに続き、
従って、飛行体の寸法及び飛行体の固定重量に対して、
推進剤の割合が高い。

この発明の推進装置及び方法は、そのエンジン（１又は
複数）がロケット・ケーシングを利用する任意の飛行体
に使うことが出来、例えばこの発明の推進装置及び方法
は、ロケット・エンジンの一部分、ラム・ジェット・エ
ンジンの一部分、又はスクラムφジェット・エンジンの
一部分にすることが出来る。

この発明の上記並びにその他の目的、特徴及び利点は、
以下図面について説明する所から、最もよく理解されよ
う。

発明の詳細な説明 第１図は典型的な飛行体１０を示す。この飛行体はその
前側部分に操縦席並びに／又はを料荷重２４があり、飛
行体の後側部分に３個のエンジン８と尾部２２がある。

液体水素タンク４、及びそれを取巻く炭化水素タンク２
０及び液体酸化剤タンク６で構成されたこの発明の改良
された燃料貯蔵装置が飛行体の中間から後側部分にかけ
て配置されている。この発明の改良された推進装置及び
方法には、飛行体の任意の設計を用いることが出来る。

第１図及び第２図について説明すると、液体並びに／又
はスラッシュ状の水素が、ロケットを動力源とする飛行
体又は航空機１０の液体水素タンク４内に収容されてい
て加圧されている。スラッシュ状の水素は液体及び固体
の水素の組合せである。炭化水素タンク２０が液体水素
タンク４を取巻いている。この明細書で云う液体水素タ
ンク４は、水素の様な極低温材料を収容する非真空形の
内側タンクであり、これは普通は極低温真空絶縁室又は
容器を必要とする。炭化水素タンク２０は、内側タンク
を取巻いていて、内側タンク４内の極低温燃料に対する
絶縁体として作用する、低い凝固点及び高い沸点を持つ
燃料の様な２番目の燃料を収容する非真空形の外側タン
クである。

低い凝固点を持つ燃料の例としては、約１５０″Ｒ乃至
約２００’Ｈの範囲内の凝固点を持つものであり、高い
沸点は例えば約２７５ＯＲ乃至約４２５６Ｒである。炭
化水素燃料は、液体又は気体状の漏ｔＭｍであっても、
前に述べた凝固点及び沸点の範囲内にあれば、水素の沸
騰を防止するのに必要な熱障壁になる。液体水素タンク
４及び炭化水素タンク２０を隔てる壁の絶縁は、飛行動
作に通常要求される期間の間、液体水素による炭化水素
の凍結を防止するのに十分である。２０　ｐｓｉａのタ
ンク圧力では、３６°Ｒの温度を持つ液体水素が５ＢＴ
Ｕ／ポンドを吸収し、２５ＯＲの温度にあるスラッシュ
状水素は２５　ＢＴＵ　／ボンドを吸収してからｇＢｆ
ｌｒＡが起る。炭化水素は、凝固点が低い他に高い沸点
（蒸気圧が低い）を持っていて、高い高度で加圧を必要
としない様にしなければならない。この発明では、約２
ｐｓｌａ未満の加圧（周囲圧力より高い）を受入れるこ
とが出来る。炭化水素燃料の低い蒸気圧により、炭化水
素タンク２０は希望する形にすることが出来る。従って
、炭化水素タンク２０は、飛行体１０の空気力学的な抗
力が減少し、且つ大気摩擦による加熱が減少する様な形
にすることが出来る。

上に述べたパラメータに従って液体水素に必要な絶縁作
用を持たす為に使うことが出来る炭化水素燃料としては
、エチレン、エタン、プロピレン、プロパン及びその混
合物がある。これらの燃料も極低温燃料であるから、外
側タンク２０内の燃料も極低温燃料にすることが出来る
。下記の表は、この発明で炭化水素燃料タンク２０に使
うことが出来る典型的な炭化水素燃料の例を示す。

表 エチレンＣ２Ｈａ　　　３０５　　１８８　　　　　３
８エタンＣ：Ｈｅ　　　　　３３３　　１８２　　　　
　　３８プロピレンＣ３Ｈ６４０６１５９４０ プロパンＣ３Ｈ５４１６１５０３９ この表に示す燃料は、その蒸気圧を下げて高い高度に於
ける沸騰を避ける為に、希望に応じて過冷却することが
出来る。例えば、この表の燃料は２４０°Ｒに過冷却す
ることが出来る。表の各々の炭化水素燃料に対する２４
０’Ｒに於ける液体密度も示されている。

液体水素を収容する内側タンク４は、一般的に第１図及
び第２図に示す様に円筒形である。好ましい実施例では
、タンク４は細長い円筒形タンクであって、実質的に航
空機１０の操縦席及び荷重部分２４から、飛行体の全長
にわたって航空機のロケット部分まで伸びている。例え
ば、タンク４は全体的に、第２図に示す様に、航空機の
中心に配置されていて、第１図に示す様に、航空機１０
内で大体線２６から線２８まで伸びている。液体水素燃
料配管１６が普通の液体水素ポンプ１８に接続されて、
この発明の推進装置内の燃料導管及び通路に分配する為
に、適切な導管及びマニホルドに液体水素を供給する。

第１図には１個の液体水素燃料配管及び１個の液体水素
ポンプしか示してないが、当業者であれば、任意の複数
個の燃料配管及びポンプを設けると共に、液体水素を分
配する為の補助装置及び制御装置を設けることが出来よ
う。

液体水素タン４は任意の絶縁材料で作ることが出来、そ
れを妥当な厚さにすれば、飛行動作に十分な期間にわた
り、液体水素がタンク２０内の炭化水素を凍結しない様
にすることが出来る。第３図に示す様に、液体水素タン
ク４の典型的な軽量壁構造が、黒鉛−エポキシ樹脂壁３
８を持ち、これは絶縁材料４０で隔て−１例えば黒鉛繊
維で補強することが好ましい。例えば、絶縁材料は、約
１吋の液体ポリウレタン・フオームを黒鉛−エポキシ樹
脂壁３８の間に射出して硬化させて、ポリウレタン絶縁
物４０を形成したものであってよい。

低い温度に耐えることが出来るこの他の典型的な絶縁材
料としては、例えば締固めたシリカがある。

絶縁材料４０はタンク４内の液体水素によって、タンク
２０内の液体炭化水素が凍結するのを防止する。液体水
素タンク４の内面は、壁３８を介して水素が拡散するの
を防止する材料をシート状に張るか又は被覆することが
好ましい。例えば、約４０９６乃至約５０％のニッケル
を含む鉄ニツケル合金で構成されていて、熱膨張係数が
小さい金属箔が、タンク４の内壁３８の被覆４２として
適している。この目的の為に使うことが出来る市場で入
手し得る１つの箔はインパール（登録商標）の名前で知
られている。

この発明では、外側タンクの外壁、即ち外側タンク２０
の外壁が航空機１０の表皮３０である。

この為、外側タンク２０の外壁は航空機１０の空気力学
的な形と同形である。炭化水素タンク２０の外壁を表わ
す航空機１０の表皮３０は、厚さが約１吋でアイソグリ
ッドの形をしていることが好ましい。典型的な表皮材料
は周知である。例えば、アルミ化チタンの様な高温（約
１，６００下）の材料又はＲｅｎｅ４１の様なニッケル
をベースとしたある超合金を航空機の表皮として使うこ
とが出来る。外側の表皮３０が、市場で入手し得るＭｉ
ｎ−Ｋ（登録商標）熱絶縁物の様な高温絶縁材料３６に
結合される。この材料は繊維状媒質及び非常に細かい耐
熱性粒子状物質で補強されていて、熱伝導度が極く小さ
く且つ熱拡散率が低い微孔性構造を持っている。この代
りに、締固めたシリカ、例えば繊維状媒質及び非常に細
かい耐熱性粒子状物質を含んでいて、熱伝導度が小さく
且つ熱拡散率が小さい微孔性構造を持つ締固めたシリカ
も、高温絶縁材料３６として使うことが出来る。タンク
２０の外壁の内面も放射を少なくするのに適切な材料で
覆われている。例えば、箔の形をした約４０％乃至約５
０％のニッケルを含む鉄−ニッケル合金を炭化水素タン
ク２０の壁土の放射障壁３４及び被覆３４として使うこ
とが出来る。高温絶縁材料３６を積層した箔３４も放射
を少なくする。

金属箔３４は、タンク内の熱膨張の勾配を少なくする為
にも使われている。

航空機１０の外皮３０の上で湿気が凍結するのを避ける
為に、アイソグリッド構造３１の空間３２内にはパージ
・ガスが使われている。例えば、温かい気体状窒素をパ
ージ・ガスとしてアイソグリッド構造３１の空間３２に
通し、外皮３０を暖めることが出来る。

この発明では、２種燃料装置を利用する推進装置を持つ
航空機に燃料を貯蔵する方法を提供する。

この内の一方の燃料は極低温燃料であって、普通は極低
温真空絶縁を必要とする。この方法は、普通は極低温真
空容器を必要とする極低温燃料を非真空形の内側タンク
内に配置し、内側タンクを取囲む区域に、凝固点が低く
沸点の高い２番目の燃料を配置することにより、２番目
の燃料が内側タンク内の極低温燃料に対する絶縁体とし
て作用する様にすることを含む。

第１図について説明すると、炭化水素燃料配管１７が炭
化水素燃料ポンプ１５に接続されて、この発明に従って
適切な導管及びマニホルドに炭化水素燃料を供給する。

液体酸素燃料配管１２が液体酸素燃料ポンプ１４によっ
て、適切な導管及びマニホルドに液体酸素を供給する。

この発明の推進装置に燃料及び酸化剤を供給する為に、
燃料配管、燃料ポンプ及び燃料マニホルドを複数個持つ
と共に、制御装置及び補助装置（図面に示してない）を
含む任意の普通の燃料供給装置を使うことが出来る。

第４図には、この発明に従う特定の種類の燃料を利用す
る様に構成された典型的なロケット・ケーシング８の断
面図が示されている。ロケット幸ケーシング８はロケッ
ト壷エンジンの一部分、ラム・ジェット・エンジンの一
部分又はスクラム・ジェット・エンジンの一部分として
使うことが出来る。第１図のタンク４及び２０から夫々
の燃料配管と燃料ポンプを介して供給された水素及び炭
化水素の混合物がマニホルド５０に送られる。マニホル
ド５０はロケット・エンジン８のノズルの周りに円周方
向に配置されていることが好ましく、燃料壁５４及び壁
５２の間の燃料空所又は通路５６と連通ずる。壁５４及
び５２がロケット・ケーシング８のノズルのど６２及び
燃焼室６４を形成する。マニホルド５０から燃料が供給
され、燃料が矢印５８の向きに流れる燃料通路５６が、
全体的に第４−図で区域６４として示した燃焼器部分又
は燃焼室と、全体的に第４図に区域６２として示したノ
ズルのどに隣接していて、それを取巻いている。好まし
い実施例では、燃料通路５６がロケット・ケーシング全
体を取巻いており、この為燃料がロケット・ケーシング
の全周から燃焼室に供給される。燃料通路は、燃焼室に
適切な量の燃料を供給することが出来る様な任意の寸法
にすることが出来、当業者によって容易に決定すること
が出来る。

この発明では、燃料壁、即ち、外壁５４と、ノズル壁ラ
イナ５２）ノズルのどライナ５２及び燃焼器ライナ５２
としても構成されている内壁５２とは、ロケット・ケー
シング８に於けるその場所に応じて、織った炭化珪素繊
維で作られている。

炭化珪素繊維又はフィラメントを織り、内壁５２の場合
は、燃焼′ｒＩ６４及びノズルのど６２からの熱を伝導
によって燃料通路５６に伝え、こうして燃焼通路５６に
於ける燃料の吸熱熱分解用の熱を供給する。高温用炭化
珪素繊維はこの分野で周知であり、主に円周方向に巻付
けて、ロケット・エンジンに対する高圧収容部とする。

炭化珪素繊維は冷却しなくても、約２，２００″Ｆまで
作用し得る。

この発明の好ましい実施例では、内壁５２）即ち、ノズ
ルのどライナ及び燃焼器ライナは、通路５６から壁５２
を通って燃焼室６４及びノズルのど６２への水素の拡散
を選択的に制御する様な孔度を持つ織った炭化珪素繊維
で作られる。燃料通路５６の外壁５４は高温用の織った
炭化珪素繊維で作り、非孔質であり、この為水素は壁５
４を通って拡散しない。壁５２は多孔質であって、−層
高い圧力、例えば約４，０００ｐｓｉａを持つ燃料通路
５６内の水素が、燃料通路５６内の燃料圧力よりも低い
圧力、例えば約３，０００ｐｓｉａの圧力を持つノズル
のど及び燃焼室へと、壁５２を通過し又は拡散すること
が出来る様にする。この様に水素が壁５２を通ってロケ
ット・ケーシング８の内部の室に拡散することにより、
第６図に矢印９０及び層９２で示す様に、薄膜冷却が行
なわれる。

第６図は燃焼器ライナ５２の一部分を拡大して示すが、
この図に見られる様に、水素ガス９０が燃焼器ライナ又
はノズルのどライナ５２を通過又は拡散して、連続的に
巻かれた多孔質の炭化珪素繊維の壁５２を拡散すること
によって燃焼室又はノズルのど室に入り、燃焼室及びノ
ズルのどの方を向く壁の側の上に水素の膜９２を形成す
る。水素が壁５２を介して拡散することにより、前に述
べた様に加圧のもとに水素が壁を通って移動することに
よって、しみ出し冷却が行なわれるが、これは壁の孔度
の為に可能になる。燃焼器ライナ及びノズルのどライナ
５２の温度を炭化珪素フィラメントの分解温度より低い
温度に保つこと、例えば少なくとも約１，８００下乃至
約２，２００”Ｆに壁５２の温度を保つことに貢献する
のはこの効果である。

燃焼器、推進剤噴射器、ノズルのど及びノズルを持つと
共に、燃焼器及びノズルのとに隣接していてそれを取巻
き、その中で燃料の吸熱熱分解が行なわれる燃料通路、
及び燃料通路に燃料の流れを供給する手段を持つロケッ
ト・ケーシングに対する燃焼器ライナ及びノズルのどラ
イナを作る時、燃焼器及びノズルのどか高圧に耐える様
にするパターンで、炭化珪素繊維を複数個の層に分けて
織る。織った炭化珪素繊維は燃焼器及びノズルのどの形
に形成する。この為、壁５２及び５４は炭化珪素のフィ
ラメント又は繊維を、好ましくは連続的に織ったパター
ンで円周方向に巻かれた層として、まとめることによっ
て構成される。炭化珪素のフィラメント又は繊維は、燃
焼器及びノズルのどか高圧に耐え易くするだけでなく、
ロケット・ケーシング８の燃焼室区域６４及びノズルの
ど区域６２から伝導によって熱を運び去る様にも作用す
る。炭化珪素のフィラメント又は繊維を巻く時、密実な
芯の周りに繊維を巻く様な普通の方法を当業者であれば
容易に実施することが出来、織りパターンは、壁５２に
要求される孔度及び壁５４に要求される非多孔質性が得
られる様に選ぶことが出来る。巻いて整形した炭化珪素
繊維は、周知の普通の方法により、最適の寸法を持つ燃
料通路５６を形成する様に容易に組立てることが出来る
。

壁５２の織った炭化珪素を介しての水素の拡散を選択的
に制御する為の所望の孔度を得る為、周知の種々の方式
を用いることが出来る。例えば、化学的な蒸気沈積及び
／又は化学的な蒸気浸透を利用して、織った炭化珪素の
中に水素を選択的に拡散させることが出来る有機金属化
合物を、巻いた又は織った炭化珪素繊維に沈積し又は浸
透させることが出来る。

第４図及び第５図について説明すると、この発明の別の
一面として、一連の流れ方向ぎめベーン８０が燃料通路
５６内に配置されて、燃料通路５６を流れる燃料を円周
方向に矢印５８の向きに向け、こうして燃料が通路５６
の中の一層長い経路を通り、こうして通路内に於ける燃
料の停留時間を長くして、流体及び／又はガスに対する
熱伝達を促進すると共に、燃料の吸熱熱分解の反応時間
を伸ばす。熱伝達を促進する為に、旋回ベーン８０が気
体状燃料、例えば水素及び炭化水素を回転させる。旋回
ベーン８０は外壁５４の一体の一部分として構成しても
よいし、或いは外壁５４に個別に取付けてもよい。旋回
ベーンは、燃料通路５６内の温度及び圧力に耐えること
が出来る任意の適当な材料で作ることが出来、高温用の
織った炭化珪素フィラメント又は繊維の何層か又は積層
体で作ることが好ましい。流れ方向ぎめベーン８０は、
燃料がマニホルド５０の方向からロケット・ケーシング
８の燃焼器部分６４に向かって移動する時、燃料を回転
させる様に配置される。流れ方向ぎめベーンは燃料通路
全体の中に配置してもよいし、或いはその任意の部分に
配置してもよい。

然し、この発明の最も好ましい実施例では、流れ方向ぎ
めベーン８０は、燃料通路５６内で、少なくとも燃焼室
６４の区域内に配置される。

好ましくは燃焼室６４の区域で壁５２に設けられた丸孔
の形をした燃料噴射ボート６８が、燃料通路５６から燃
焼室へ通過する時の、矢印７８で示した高温の気体状燃
料の旋回運動を続１すさせ又は促進する様な形で、壁５
２内に配置されている。

この発明では、任意の所望の数の燃料噴射ボート６８を
使うことが出来る。大抵の実施例では、燃焼室に対する
高温の気体状燃料の噴射速度は、約１．０００ｐｓｌの
圧力降下で約１．０００フィート／秒を越える。燃焼器
ライナ５２に複数個の燃料噴射孔６８を設けて、燃料の
円周方向の運動を促進する向きに、燃料を燃焼室内に噴
射する。燃焼器ライナが実質的に円形断面である好まし
い実施例では、燃焼器ライナの燃料噴射孔は、燃焼器ラ
イナの接線に対する垂線に対して９０″未満の角度をな
す様に、燃焼器ライナに於ける向きを定める。大抵の実
施例では、この角度は約３０″乃至約６０°であるが、
燃料通路から燃焼室へ入る時の燃料の円周方向の運動を
促進するに足る９００未満の任意の角度を使うことが出
来る。

この発明の推進装置は、液体酸素の様な酸化剤を酸化剤
配管７２から導入する手段をも備えている。配管７２に
は、第１図及び第２図に示す酸化剤タンク６から酸化剤
が供給される。第４図及び第５図に示す様に、酸化剤が
酸化剤噴射ボート６６を介して燃焼室に導入される。酸
化剤配管７２は燃焼室の中心に配置されていて、燃焼室
の中心に酸化剤を導入する為に、複数個の酸化剤噴射孔
又はボート６６を持っている。燃焼の前及び燃焼の間、
燃料及び酸化剤が室内で混合される様に、酸化剤配管７
２から燃焼室に入る時の酸化剤の円周方向の運動を促進
する向きに、酸化剤を燃焼室に噴射することが好ましい
。好ましい実施例では、酸化剤を燃焼室に導入する手段
は実質的に円形断面であり、酸化剤噴射孔又はボート６
６は、室に酸化剤を導入する手段の接線に対する垂線に
対して９０″未満の角度をなす向きである。好ましい実
施例では、酸化剤噴射ボートの角度は約３０＠乃至約６
０″であるが、燃焼室に入る時の酸化剤の円周方向の運
動を促進するに足る任意の角度を用いることが出来る。

この発明のある好ましい実施例では、推進装置は燃料噴
射ボート６６と酸化剤噴射ボート６８を整合させて、室
に入る時の燃料と酸化剤の重なりを促進する。即ち、燃
料噴射ボート及び酸化剤噴射ポートを互い違いにして、
燃焼室に於ける燃料と酸化剤の重なりを促進すると共に
、燃焼の前及び燃焼の間の酸化剤と燃料の混合をも促進
する。

こうすることにより、噴射ボート６８から噴射された燃
料と噴射ボート６６から噴射された酸化剤が層状になり
、燃焼の前及び燃焼の間、推進剤と酸化剤の人文りが起
る。こうすることにより、燃料混合物を点火した時、高
い混合状態及び急速な燃焼が達成される。

酸化剤噴射配管７２が、好ましくは織った炭化珪素繊維
で作られた多孔質スリーブを持っている。

水素７０を水素噴射配管７４から導入する。多孔質水素
噴射配管７４は、燃焼器ライナ５２及びノズルのど６２
について」二に述べた様に、噴射配管７４のしみ出し冷
却を行なう。水素噴射ボート７６から導入された水素７
０が酸化剤とも混合して、燃焼を開始し、酸素噴射配管
を冷却する。

この発明のある実施例では、燃焼器ライナの燃料噴射孔
からの燃料の円周方向の運動は略時計廻りであり、酸化
剤噴射孔を通って燃焼室に入る酸化剤の円周方向の運動
は略反時計廻りである。他の実施例では、燃焼器ライナ
の燃料噴射孔を通る燃料の円周方向の運動が略反時計廻
りであり、酸化剤を導入する手段にある酸化剤噴射孔を
通る酸化剤の円周方向の運動が略時計廻りである。

この発明では、炭化水素燃料を利用する推進装置を提供
するが、この時、燃焼器ライナ及びのどライナに大きな
熱流を供給する手段を設ける。この熱はロケット・ケー
シング内、即ち燃焼室及びノズルのど内の燃焼から得ら
れ、この為ライナの温度が、ロケット・ケーシング内の
燃焼によってその温度限界を越える。燃料通路に於ける
炭化水素の吸熱熱分解により、燃焼器ライナ及びノズル
のどライナを冷却する手段を設ける。この為、前に述べ
た燃料による対流及び薄膜冷却の他に、燃焼の前に、燃
料通路５６に於ける吸熱熱分解により、炭化水素が分解
され並びに／又は脱水素される。エチレン（Ｃ２Ｈ４）
を１例として用いると、熱が存在する状態では、触媒が
存在しない状態で、次の反応が燃料通路内で起る。

２Ｃ：Ｈ４→Ｃ４Ｉ（ｓ 熱 Ｃ４Ｈ８→Ｈ２＋　Ｃ４Ｈ６ 熱 ＨＭ　＋　Ｃ４Ｈ６→２　Ｈ２＋　２　Ｃｚ　Ｈ２熱 上に述べた吸熱反応により、２８ボンドのエチレン（Ｃ
２Ｈ４）から、２ボンドの水素ガス及び２６ポンドのア
セチレン（Ｃ２Ｈ２）ガスが得られる。その反応の間に
吸収される熱はエチレン１ポンド当たり、２．４１３Ｂ
ＴＬｌである。その燃焼温度が極めて高い為、アセチレ
ンが水素に劣るのは、最大ロケット推力及び比推力だけ
である。この為、この発明では、アセチレンが、炭化水
素の吸熱熱分解から得られる最も好ましい生成物である
。

前に説明した様に、炭化水素燃料がエチレンである時、
吸熱熱分解の生成物はアセチレン及び水素を含む。炭化
水素燃料がエタンである時、吸熱熱分解の生成物はメタ
ン、アセチレン及び水素と、痕跡量の他の種々の炭化水
素である。炭化水素がプロピレンである時、吸熱熱分解
の生成物はメタン、エタン、エチレン、アセチレン及び
水素と痕跡量の他の炭化水素生成物である。炭化水素燃
料がプロパンである時、吸熱熱分解の生成物はメタン、
エタン、エチレン、アセチレン、プロピレン及び水素と
痕跡量の他の種々の炭化水素生成物である。勿論、」二
に述べた炭化水素の種々の混合物を利用することも、こ
の発明の範囲内である。何れにせよ、この発明で使う炭
化水素燃料は、その吸熱熱分解によって、−層高い燃焼
速度を持つ燃料生成物、−層高い燃焼温度を持つ燃料生
成物、及び／又はそれを取出すもとになった炭化水素燃
料よりも分子量が一痛手さい燃料生成物を生ずる様な燃
料である。前に述べた様に、燃料生成物が、燃焼室及び
ノズルのど内で発生されて壁５２を介して伝導する熱の
存在のもとに、燃料通路５６内。

で形成される。

炭化水素燃料の組成変化を促進する為に、炭化水素燃料
と共に触媒を利用することが出来、こうして壁５２の付
加的な吸熱冷却を行なうと共に、アセチレンの場合の様
なある場合には、吸熱熱分解から優れたロケット燃料生
成物が得られる。例えば、吸熱熱分解に対する触媒手段
は、第５図に示す様に、燃料通路５６内の触媒床８４で
あってよく、この図では触媒８４が通路内に配置された
ビーズの形で示されている。触媒は壁５４及び／又は壁
５２の様に、燃料通路５６内の壁に被覆してもよい。触
媒を炭化水素燃料に取入れて、燃料を燃料通路５６内に
推進させる時、燃料中の触媒が炭化水素燃料の吸熱熱分
解を促進する様にしてもよい。吸熱熱分解及びクラブキ
ングの分野で周知の典型的な任意の触媒を用いることが
出来、その中には白金及びパラジウムの様な触媒が含ま
れる。

上に述べた方法では、燃焼器及びノズルのどから壁５２
を介してエネルギを取出して、燃料通路５６内の燃料に
伝え、その後燃料噴射ボート６８によって燃焼室に戻す
。熱エネルギの正味の損得はないが、ｇ１５２が吸熱反
応によって冷却され、更にを利な燃焼温度及び燃焼生成
物が得られ、こうしてロケットの一層高いノズル速度及
び−層大きな推力を生ずる。

この為、この発明は、燃焼器ライナを持つ燃焼室及びの
どライナを持つ排気ガスのどを有するロケット・ケーシ
ングと、該燃焼器ライナ及びのどライナに隣接していて
それを取巻く燃料通路とを有する推進装置の燃料装置を
改良する方法として、燃焼室に於ける燃料の燃焼による
熱を燃焼器ライナ及びのどライナを介しての放射によっ
て燃料通路に供給し、燃料通路に於ける炭化水素の吸熱
熱分解を起すのに十分な温度に炭化水素燃料を加熱する
ことにより、燃焼室から燃焼器ライナ及びのどライナを
介して取出した熱が燃焼器ライナ及びのどライナに於け
る燃焼室内の温度を下げ、こうして燃焼器ライナ及びの
どライナの温度限界を越えない様にする方法を提供する
。

燃焼圧力を決定する推進剤流量（ロケットののどが音速
で閉塞される）及び燃焼温度を決定する混合比の他に、
炭化水素燃料に対する水素の比を変えて、（ロケットの
推力の他に）構造の温度を制御することが出来る。過剰
の水素が薄膜冷却を強め、燃焼温度を下げ（燃料分を多
くシ）、炭素化合物（炭化水素燃料）からの放射を少な
くし、分子量が比較的小さい水の形成を促進する。炭化
水素に対する水素の比は、上に述べた変数の最も望まし
い組合せが得られる様に当業者が調節する゛ことが出来
るが、大抵の場合、重量で水素５０ｆｆｉ’量％に対し
て炭化水素５０重量％の質量比が一般的には望ましいと
思われる。

この発明は炭化水素及び水素燃料を系統的に使い、この
為、炭化水素を別の形の炭化水素に分解し又は変換する
手段について、制約がない。例えば、エチレン又はエタ
ンをアセチレンに変換することは周知である。然し、こ
の変換は典型的には高い温度で短い時間（５ミリ秒未満
）の内に最大の変換歩留り（エチレンからのアセチレン
の歩留りが重量で約７０％）を達成する点で困難を伴う
のが典型的である。更に、この変換過程は熱分解であっ
ても或いは触媒によるものであっても、炭素−炭素分子
（コークス）又は金属炭化物（触媒からの）の様な望ま
しくない炭素生成物を形成することがある。特に望まし
くない反応は、炭素−炭素重合の結果としてのアセチレ
ンのデトネーションである。

この発明の一面では、マニホルド５ｏがら供給された燃
料混合物中に利用し得る水素燃料を使って、約１．ＴＯ
Ｏ下乃至約２，２ｏｏ″Ｆで熱変換を行なって、１個の
水素分子が炭化水素から解離して、炭化水素からの２つ
の水素原子と結合して、アセチレンの様な更に望ましい
生成物を形成する分子反応を促進することにより、炭化
水素が更に好ましい生成物、即ち、−層高い燃焼速度、
−層高い燃焼温度並びに／又は−痛手さい分子量を持つ
燃料生成物に変換される。例えば、約１，７゜Ｏ″Ｆで
は、水素の存在のもとにエチレンがアセチレンを形成す
る。活性化エネルギが低下し、変換速度が加速される。

更に、水素分子が遊離した炭素原子の平均自由行程の範
囲内に入り、こうして１つの炭素原子を別の炭素原子が
ら遮る為に、過剰の水素が、炭素重合を含めて、炭素−
炭素分子の形成に対して緩衝作用をする。当然、燃料通
路内での水素の存在のもとの炭化水素の吸熱熱分解によ
り、燃焼器ライナ及びのどライナを冷却する手段と共に
、別の触媒手段を利用することにより、燃料中の水素が
吸熱熱分解速度を加速することが出来る。炭化水素燃料
が、その吸熱熱分解によってコークス及び炭素重合体が
形成される様な炭化水素である時、燃料中の水素がコー
クスの形成及び炭素の重合を抑制し、こうして燃料通路
中のデトネーションを防止する。この推進装置では上に
述べた様な普通の触媒手段を利用することが出来る。吸
熱熱分解を任意の特定の温度に制限するつもりはないが
、一般的にこの発明では、燃料通路中の炭化水素燃料及
び水素は約１．７００’Ｆ乃至約２，０００″Ｆの温度
に加熱される。貯蔵タンク中の炭化水素はガス又は液体
又はその混合物であるが、そして貯蔵タンク中の水素は
液体又はスラッシュであるが、燃料通路５６内の炭化水
素及び水素は、一般的に通路が高い温度である為に気体
状である。

図面には示してないが、燃焼室内で酸化剤の存在のもと
に燃料に点火する手段を当業者であれば容易に設けるこ
とが出来る。例えば、この点火手段は、燃料噴射装置の
区域、例えば水素ボート７６、燃料噴射ボート６８及び
酸化剤噴射ボート６６の区域に電気アークを発生する電
気装置にすることが出来る。

以上述べた特徴を単独に又は組合せて使うことにより、
炭化水素燃料を利用するか、又は酸化剤の存在のもとに
水素燃料を組合せた炭化水素燃料を利用する改良された
推進装置及び方法が得られる。これまで説明した装置に
より、２種燃料装置を利用する推進装置と、２種燃料装
置を利用する推進装置を持つ航空機に燃料を貯蔵する方
法とを持つ改良された飛行体が得られる。

この発明のこの他の変形並びにこの発明の範囲内で採用
することが出来るその変更を説明しなかったが、特許請
求の範囲内で、この発明はこの様な変更をも包括するこ
とを承知されたい。

【図面の簡単な説明】

第１図はロケットを動力とする飛行体の一部分を切欠い
た見取図で、この発明の推進剤を用いる飛行体を示す。 第２図は第１図の線２−２で切った断面図で、飛行体の
推進剤及び酸化剤に対するタンクを示す。 第３図は推進剤のタンクの一部分の断面図で、タンクの
壁の構造を示す。 第４図はロケット・エンジンの上側部分の断面図で、燃
料通路、ノズルのどライナ、燃焼器ライナ及び酸化剤噴
射器を示す。 第５図は第４図の線５−５で切ったロケットケエンジン
の断面図で、燃料通路中の燃料の流れ及びこの発明の流
れを制御するベーンを示している。 第６図はこの発明の燃焼器ライナの断面図である。 主な符号の説明 ４：液体水素タンク ６：液体酸化剤タンク ８：ロケット・ケーシング ２０：炭化水素タンク ３０：表皮 ５２：内壁（燃焼器ライナ及びノズルのどライナ） ５４：外壁 ５６：燃料通路 ６２：ノズルのど ６４：燃焼器 ６６：酸化剤噴射ポート ６８：燃料噴射ポート ７０：水素噴射ポート ８０：流れ方向ぎめベーン ８４：触媒床

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １）燃焼器ライナを持つ燃焼室及びノズルのどライナを
   持つノズルのど室を有するロケット・ケーシングと、 前記燃焼器ライナ及びノズルのどライナに隣接していて
   それを取巻き、該ライナが当該燃料通路の内壁を形成し
   ていて、その外壁が内壁から隔たって該通路を形成する
   燃料通路と、 該燃料通路に燃料の流れを供給する手段と、前記燃料通
   路内に配置されていて、燃料を燃料通路内の円周方向に
   差向ける複数個の流れ方向ぎめベーンとを有し、この為
   、燃料が該通路の中を一層長い経路にわたって通ること
   により、通路に於ける燃料の停留時間を長くして、流体
   に対する熱伝達を促進した推進装置。 ２）特許請求の範囲１）に記載した推進装置に於て、 前記燃焼器ライナに設けられていて、該燃料の円周方向
   の運動を促進する向きに燃料を燃焼室に噴射する複数個
   の燃料噴射孔と、 酸化剤噴射孔を介して燃焼室の中心に酸化剤を導入し、
   酸化剤の円周方向の運動を促進する向きに酸化剤を燃焼
   室に噴射する手段とを有し、この為燃料及び酸化剤が、
   燃焼の前及び間、前記室内で混合される様にした推進装
   置。 ３）特許請求の範囲２）に記載した推進装置に於て、燃
   料噴射孔及び酸化剤噴射孔が互い違いになっていて、燃
   料と酸化剤の重なりを促進すると共に、燃焼の前及び間
   の混合をも促進する推進装置。 ４）特許請求の範囲１）に記載した推進装置に於て、燃
   料通路内に配置された流れ方向ぎめベーンが、燃料通路
   の外壁に取付けられた旋回ベーンである推進装置。 ５）特許請求の範囲１）に記載した推進装置に於て、流
   れ方向ぎめベーンが燃焼室に隣接して燃料通路内に配置
   されている推進装置。 ６）特許請求の範囲１）に記載した推進装置に於て、流
   れ方向ぎめベーンがノズルのど室に隣接して燃料通路内
   に配置されている推進装置。 ７）特許請求の範囲２）に記載した推進装置に於て、燃
   焼器ライナが略円形であり、該燃焼器ライナの燃料噴射
   孔が燃焼器ライナ内で、該燃焼器ライナの接線に対する
   垂線から９０°未満の角度の向きを持っている推進装置
   。 ８）特許請求の範囲２）に記載した推進装置に於て、酸
   化剤を導入する手段が略円形断面であり、前記酸化剤噴
   射孔が、酸化剤を導入する手段の接線に対する垂線から
   ９０°未満の角度の向きを持っている推進装置。 ９）特許請求の範囲２）に記載した推進装置に於て、燃
   焼器ライナの燃料噴射孔からの燃料の円周方向の運動が
   略時計廻りであり、酸化剤噴射孔を通って燃焼室に入る
   酸化剤の円周方向の運動が略反時計廻りである推進装置
   。 １０）特許請求の範囲２）に記載した推進装置に於て、
   燃料噴射孔を通って燃焼室に入る燃料の円周方向の運動
   が略反時計廻りであり、酸化剤を導入する手段にある酸
   化剤噴射孔を通る酸化剤の円周方向の運動が略時計廻り
   である推進装置。