JP4717818B2 - エンジンノズル内に案内翼を有するロケットエンジン - Google Patents

Description

本発明は、エンジンノズル内に案内翼を有するロケットエンジンに関するものである。

かかる案内翼は、エンジン外へのガスの流れを特定の方向に向けることによりロケットを希望の軌道に案内するために使用される。

ロケットにおいて、ガスが固体又は液体燃料の燃焼により発生され、て該ガスは、ノズルを通り加速されてロケットの最後尾の端部から出る。ガスの加速は、加速の方向とは反対方向にロケットに対し推力を生じさせる。

既知の複数の案内翼は、ノズルの超音速部内、即ち、燃焼室の後方に配置されると共に、それらの中間で又は中間近くで回転自在に軸支されている。かかる翼が回転されるときに、回転の軸線の前方及び後方にある翼の諸部分は、ノズルにおける正反対の中間面の各側へ突き出ると共に、高速度を有する加速ガスを受ける。それにより、ガス流の諸部分は阻止され、大きな流動損失と有効推力の減少とが起こる。

本発明の目的は、ロケットにおける案内翼を制御することによりかかる流動損失を減じる又は大部分無くすことである。

これは、次の独立請求項に規定されたようなロケットエンジンにより達成される。

従って、本発明によるロケットエンジンにおいては、案内翼は、ノズルの軸線に平行であると共に燃焼室に延入する固定翼の最後尾端に又はその近くに回転自在に軸支されている。燃焼室においては、ガスは、燃焼により加熱されノズルを通り後方へ加速されるまで、（ロケットに対して相対的に）殆ど速度を有していない。最大加速度は、ノズルの最狭部で起こる。固定翼の先頭端は、この最狭部の前に配置されており、従って、高速度を有するガスにより衝撃を受けず、流動損失はここでは最小であろう。更に、案内翼の先頭端は、それらが軸支された固定翼により保護されており、どれもが流動ガスにより衝撃を受けない。加速していて、次第に急速に流れるガスは、固定翼及び案内翼の側辺に沿って掃くように進む。案内翼が回転されると、ガスは、偏向されて、ノズルの軸線に対して相対的に幾分傾斜した推力を生じさせ、ロケットの方向が変えられる。

案内翼は個々に回転自在であってよい。ステアリングは、電気的又は機械的システム、例えば、固定翼及び案内翼間のヒンジが回転させるための手段と関連しているシステム又は案内翼を保持するシャフトが回転できるシステムの使用により行なわれうる。

案内翼は、それらの回転の軸線が固定翼の近くにあることを必ずしも必要としているのではない。回転の軸線を固定翼の近くにしておくことは、案内翼に与える流動ガスの衝撃を無くすが、回転のエネルギ要求は比較的に大きくなる。回転の軸線を固定翼から特定距離にしておくことは案内翼を回転させるエネルギ要求を減少させるが、案内翼に対するガスの若干の衝撃が起こる。回転の軸線は、原理的に、案内翼に沿ってどこにでも配置することができる。

本発明は、添付図面に示した実施形態を用いて以下に説明されるであろう。

図１は、丸みのある先頭端３を有する固定翼１を示している。この固定翼の後方にあるのは、丸みのある先頭端４を有する案内翼２である。案内翼２は、固定翼１にヒンジ結合されるか或いは図示しない回転自在のシャフトに固定されている。固定翼１は、ノズルにある絞り部５、即ち、最狭部を通り突き出ている。絞り部５の左側の部分はエンジンの燃焼室である。

図２は、固定翼１と、該固定翼１に対して相対的に回転した案内翼２とを示している。流動ガスは、２つの翼の側辺に沿って進むと共に、案内翼２により偏向される。そのために、部分６に低圧が生じる。案内翼に向かうガスの入口は固定翼の風下にあるので、案内翼に衝突する入口損失は最小化される。

固定翼１の先頭端３が配置される燃焼室内のガスの速度は低いので、ガスは、これらの端に衝撃を与えないが、後方への加速を開始する。その結果、固定翼の端３に由来する流動損失は何ら生じない。ガスは、翼１及び２の側辺に沿って進み、そして案内翼２の先頭端が固定翼の最後尾端により保護されているので、ガスは、どちらの案内翼２の先頭端にも強く当たらない。

図３は、ロケットエンジンにおいてノズル７の内部にどのようにして翼が設けられているかを示している。この実施形態は、４対の翼を示しているが、これは何ら制限を構成するものではない。固定翼１は、ノズル内の中央円錐体８に設けられると共に、該円錐体８及びノズル７を接続している。案内翼２は、固定翼１の最後尾端にヒンジ結合されるか或いは図示しない回転自在のシャフトに固定されると共に、図では、翼１に対して相対的に向きを変えて示されている。

これら案内翼２は個々に回転自在であってよい。

ロケットエンジンにおける絞り部を通って突き出る固定翼と、該固定翼にヒンジ結合されるか或いは回転自在のシャフトに固定される案内翼とを概略的に示している。 固定翼と、流動ガスを偏向させることによりロケットの方向の変化を生じさせるために該固定翼に対して相対的に傾斜した案内翼とを示している。 それぞれ案内翼を備えた４つの固定翼が設けられているロケットノズルの後方部の実施形態を示しており、該固定翼はノズル内の中央円錐体に装着されている。

Claims (3)

1. 燃焼室及びノズル（７）を備え、
   前記ノズルは、
   前記燃焼室の下流に位置する絞り部（５）と、
   前記絞り部（５）を突き通って前記燃焼室に延入し、かつ、前記ノズル（７）の軸線に平行であって、丸みがある先頭端（３）を有する複数の固定翼(１)と、
   前記絞り部（５）の下流にその先頭端（４）が設けられた複数の案内翼（２）と、を含み、
   前記複数の案内翼（２）は、前記複数の固定翼（１）のそれぞれの最後尾端に又はその近くに回転自在に設けられ、前記複数の案内翼（２）のそれぞれの回転軸は前記ノズル（７）の軸線と交差する方向に伸びたことを特徴とするロケットエンジン。
2. 前記複数の案内翼（２）の前記先頭端（４）は、前記複数の固定翼（１）の前記最後尾端によりその大部分が保護されている請求項１に記載のロケットエンジン。
3. 前記複数の案内翼（２）は個々に回転自在である請求項１又は２に記載のロケットエンジン。

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