JPH06213076A - 平行補助流を有する液体推進燃料ロケットエンジンおよび統合されたガス発生機 - Google Patents

平行補助流を有する液体推進燃料ロケットエンジンおよび統合されたガス発生機

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JPH06213076A
JPH06213076A JP5308955A JP30895593A JPH06213076A JP H06213076 A JPH06213076 A JP H06213076A JP 5308955 A JP5308955 A JP 5308955A JP 30895593 A JP30895593 A JP 30895593A JP H06213076 A JPH06213076 A JP H06213076A
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ジャン−ポール・デュモン
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 軸方向に極めて短い液体推進燃料ロケットエ
ンジンを可能にする。 【構成】 燃焼チャンバー(１０)の燃焼ゾーン(１４)の
端を決定し、かつ燃焼ゾーン内でホットガスが生成され
る状況に適合する高混合比の第１推進燃料噴射機(４０)
を含む中央部(３２)と、ガス発生機(２０)の環状空間
(２５)の端を決定し、かつガス発生機内でホットガスが
生成される状況に適合する低混合比の第２推進燃料噴射
機(２１,２４)を含むリング形状の中央部(３６)とを持
つ単一の噴射プレート(３２,３６)を含む噴射デバイス
(３０)にロケットエンジンが適合される。ガス発生機は
このように燃焼チャンバーと統合され、ガス発生機の環
状空間は、噴射プレートと直交する軸に延び、かつそこ
にシール状態で固定される円筒側壁(１１)により燃焼ゾ
ーンから隔てられる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、平行軸流を有する液体
ロケットエンジンに関し、そのエンジンは、主側壁で決
定される燃焼チャンバー、燃焼チャンバーへ第１および
第２の推進燃料成分を噴射するための噴射デバイス、噴
射デバイスへ第１および第２の推進燃料成分を規定圧で
供給する少なくとも一つのターボポンプ、および前記タ
ーボポンプの少なくとも一つのタービンを駆動するため
のガス発生器を備える。
【０００２】
【従来の技術】液体推進燃料ロケットエンジンは、特に
明細書ＵＳ−Ａ−３ ４１３ ８１０にて既知であり、エ
ンジンは統合されたアセンブリによって構成され、燃焼
チャンバーに直接にマウントされたターボポンプ、およ
びそれ自身が噴射プレート上に位置する環状のチャンバ
ー内で発生されたガスにより駆動されるタービンを備え
る。
【０００３】このような構成では、補助燃焼チャンバー
が主燃焼チャンバーの噴射プレートから軸方向に上流に
オフセットされる事実が極限のコンパクト化を得ること
を妨げ、かつ、主チャンバー上の外部部材、例えば主燃
焼チャンバーが操舵自在とされるべき時に要求される称
平環の装着を妨げる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】明細書ＦＲ−Ａ−２
６３６ ３７６は、いわゆる“タップオフ(吐出)”シス
テムを開示しており、そこではホットガスがロケットエ
ンジンの主燃焼チャンバーから噴射プレートを通じて吐
出される。このような構成では、独立したガス発生機を
持たず、供給された推進燃料噴射のみが噴射プレートに
配された噴射機となる。しかしながら、吐出のために推
進燃料により冷却され、噴射プレート内の噴射機の間に
挿入される特殊なチューブを用いる必要がある。このよ
うにホットガスタップオフシステムの欠点は、主チャン
バー内の推進燃料の混合の組成がロケットエンジンの要
求に適合する必要があり、その結果、所望の利用に適合
した状態でホットガスをタップオフすることができない
という事実に起因する。
【０００５】本発明は、上述した欠点を救済するため、
および軸方向に極めて短い液体推進燃料ロケットエンジ
ンを可能にするためになされたものであり、これによ
り、アセンブリの装着をより容易にし、製造コストを低
減し、そして、ターボポンプのごとき補助部材を駆動す
るための主燃焼チャンバー外で使用されるホットガスの
製造のために、推進燃料の混合の独立した調節を可能に
する。
【０００６】
【課題を解決するための手段】これらの目的は、平行補
助流をする液体ロケットエンジンにより達成され、その
エンジンは、主側壁で決定される燃焼チャンバー、燃焼
チャンバーへ第１および第２の推進燃料成分を噴射する
ための噴射デバイス、噴射デバイスへ第１および第２の
推進燃料成分を規定圧で供給する少なくとも一つのター
ボポンプ、および前記ターボポンプの少なくとも一つの
タービンを駆動するためのガス発生機を備る。
【０００７】上記噴射デバイスは、燃焼チャンバーの燃
焼ゾーンの端部を決定し、かつ、燃焼チャンバーの燃焼
ゾーン内の生成ホットガスに適合された高混合比を持つ
第１の推進燃料噴射機を備える中央部と、リングの形状
をなし、ガス発生機の環状空間の端部を決定し、かつ、
ガス発生機内の生成ホットガスの状態に適合された低混
合比を有する第２の推進燃料噴射機を持つ周辺部とを含
む単一の噴射プレートを含み、ガス発生機はこの結果、
燃焼チャンバー内で統合され、このガス発生機の環状空
間は円筒側壁によって燃料チャンバーの燃焼ゾーンから
隔てられ、この円筒側壁は噴射プレートに対して直交す
る軸方向に延び、かつ、シール状態で噴射プレートに固
定される。
【０００８】主チャンバー内にガス発生機を統合するこ
とは、アセンブリをコンパクト化する一方、例えば、主
チャンバーが操舵自在とするするために噴射プレート上
に称平環を装着することを簡単にする。
【０００９】とりわけ、単一の噴射プレート内に異なっ
たタイプの噴射機を統合することは、装着の簡単化にも
拘わらず、主燃焼チャンバー内および環状のガス発生用
空間内の双方での推進燃料の混合状態を最適な動作状態
に適合させるために最大のフレキシビリティを保護す
る。
【００１０】第１の実施例では、円筒側壁は、噴射プレ
ートに近接して位置する燃焼チャンバーの主側壁の上流
部により直接構成され、燃焼チャンバーの側壁の前記上
流部は、前記中央部と前記周辺部との間の中間ゾーン内
の噴射プレートに対してシール状態にして結合される。
【００１１】この場合、ガス発生機は、主側壁の前記上
流部と周辺部の外側ゾーン内の噴射プレートにシール状
態で結合された、外側円筒部分との間で決定された環状
空間内で生じたホットガスを排出するための円環体を備
えてもよい。
【００１２】ガス発生機が全体的に、側壁が噴射プレー
トにシール状態に結合されている燃焼チャンバーの外側
にあるという事実は、主チャンバーと完全に独立したガ
ス発生機内に極めて低い圧力を持つことを可能にする。
このような実施例では、燃焼チャンバーの主側壁は、便
宜上、上記主側壁内に形成された溝を通じて第１または
第２の推進燃料成分の一つを小さい流れ速度で循環させ
ることにより冷却される。
【００１３】第２の可能な実施例では、円筒側壁は、燃
焼チャンバーの主側壁により決定される容積内に配置さ
れ、かつ、中央部と前記周辺部との間の中間ゾーン内に
噴射プレートにシール状態にして結合された上流端部を
持つ円筒部分と、自身が周辺部の外側ゾーン内の噴射プ
レートにシール状態に結合された燃焼チャンバーの主側
壁と、上記主側壁と下流部における仕切りとの間の通路
とから構成される。
【００１４】より詳しくは、円筒部分の下流部が燃焼チ
ャンバーの主側壁に、オリフィスにより貫通されたスペ
ーサによって結合される。
【００１５】第２の実施例では、ガス発生機は、上記円
筒部分と燃焼チャンバーとの間で決定された環状空間内
で生成されたホットガスを排気するために燃焼チャンバ
ーの主側壁を貫通して形成された、放射方向のタップ
(吐出)ポイントを含んでもよい。
【００１６】便宜上、円筒状仕切は、燃焼ゾーンに噴射
される推進燃料の一方を該円筒状仕切に沿って循環させ
ることにより、この推進燃料の膜を形成することで冷却
される。
【００１７】第２の実施例は、燃焼チャンバーの燃焼ゾ
ーンを構成する中央部分およびガス発生機を構成する周
辺の環状部分に対して境界を定めるために、ガス発生機
を最大限統合化することにあり、そのガス発生機は、主
燃焼チャンバーの外壁と、放射プレートからある距離を
隔てた下方と、かつ外壁から一定の距離を隔てて位置す
る内部円筒状側壁との間に位置する。
【００１８】噴射デバイスは、第１および第２の推進燃
料成分がそれぞれ供給され、かつ、外壁と噴射プレート
との間に配置され、かつ相互が仕切により隔てられてい
る第１および第２の配分チャンバーと、上記第１の配分
チャンバーより供給され、第２の配分チャンバーおよび
噴射プレートの中央部を通過する第１の推進燃料成分の
ための第１シリーズの噴射チューブと、上記第２の配分
チャンバーより供給され、噴射プレートの中央部を通過
する第２の推進燃料成分のための第２シリーズの噴射チ
ューブとを備えてもよい。
【００１９】この場合、ロケットエンジンは、第２の燃
料成分を供給するための円環体を備えてもよく、該円環
体は、噴射プレートの周辺部を囲み、噴射プレートの周
辺部を通じて形成された円形の溝を介して第２の配分チ
ャンバーへ供給するのに役立つ。
【００２０】より詳しくは、ロケットエンジンは、第１
の推進燃料成分を噴射するための噴射溝を含み、該溝
は、第１の配分チャンバーから流れ、噴射プレートの周
辺部を通過してガス発生機の環状空間に供給される。
【００２１】加えて、ロケットエンジンは、第２の推進
燃料成分を噴射するための噴射溝を含んでもよく、該溝
は、噴射プレートの周辺部内に形成され、かつ、第２の
推進燃料成分を供給するために第２の円環体から供給さ
れ、かつ、噴射プレートの周辺部を包囲し、かつ、ガス
発生機の環状空間内に開口している。
【００２２】便宜上、第１および第２の推進燃料成分を
噴射させ、噴射プレートの中央部(32;132)を通過させる
ための噴射チューブ(41及び42)は、燃焼チャンバーの燃
焼ゾーン(14;114)内に同軸方向に開口している。
【００２３】同様に、第１および第２の推進燃料空間を
噴射させ、噴射プレートの周辺部を通過させるための噴
射溝は、ガス発生機の環状空間内に同軸方向に開口して
いる。
【００２４】装置を簡素化するために、噴射プレートの
周辺部は、第１および第２の配分チャンバーの周囲側壁
を構成するために、噴射プレートの中央部を越えて上流
へ延ばしてもよい。
【００２５】例として、高混合比を持つ第１の推進燃料
噴射機は、燃焼チャンバーの燃焼ゾーン内でおよそ３,
０００Ｋの温度のホットガスを生成するよう設けられ、
低混合比を持つ第２の推進燃料噴射機は、ガス発生機の
環状空間内でおよそ９００Ｋの温度のホットガスを生成
するよう設けられる。
【００２６】本発明の他の特徴および利点は、例として
与えられた以下の特定の実施例から明白となる。
【００２７】
【実施例】一般に、液体推進燃料ロケツトエンジンは、
直接補助流サイクルまたは平行補助流サイクルでもって
機能する。直接流のロケットエンジンは、主燃焼チャン
バーと区別された補助の第１の燃焼チャンバーを持つ。
第１のチャンバーよりの出口での生成されたホットガス
は高速の流れを持ち、推進燃料供給ターボポンプを通し
て少し膨張された後、それらは主燃焼チャンバー内へ噴
射される。このような直接流サイクルは、良い効率を与
えるが、開発および製造が極めて高価となる。
【００２８】図６に示した平行補助流を有するロケット
エンジンは、設計および製造に関してより多くのフレキ
シビリティであり、その結果、より広く広められる。そ
れにも拘わらず現存する実施例は一般に容積が大きいこ
とに難点がある。本発明が適用される平行補助流を有す
る液体推進燃料ロケットエンジンの全体的な原理は図６
に関して述べられる。
【００２９】ロケットエンジン２００の突き出したチャ
ンバーである燃焼チャンバー２１０は、通常、燃焼チャ
ンバーまたは燃焼ゾーンを構成する内部スペースを決定
し、燃焼チャンバー２１４からノズルの首を形成する狭
くされた部分２１２により、下流へ延びている円筒側壁
２１１を備え、その分岐部は本質的に円錐またはベル形
状をなす。燃料および酸化剤よりなる推進燃料は、燃焼
チャンバー２１０上のタンクに蓄えられる。燃料は、そ
れぞれポンプ２８３,２８５での駆動により、個々のパ
イプ２８４,２８６を経由して供給され、そして、燃焼
チャンバー２１０の燃焼ゾーン２１４内へ推進燃料を噴
射するために、個々のダクト２５１,２４３および２４
１を経由してデバイス２３０へ供給される。
【００３０】燃焼容器２２５を含む独立したガス発生機
は、ポンプ２８３および２８５の出口からそれぞれ分岐
し、かつ、燃料および酸化剤をそれぞれ噴射デバイス２
３０へ供給する主パイプ２４１および２５１に沿って流
れる主の流れから分岐させるのに役立つダクト２２１お
よび２２４を経由して燃料および酸化剤が供給される。
ガス発生機２２０からのホットガスは、主燃料チャンバ
ー２１０およびガス発生機２２０へ推進燃料を供給する
ターボポンプアセンブリ２８０のタービンを駆動するの
に役立つ。タービン２８１内で大きく膨張した後、ガス
発生機２２０からのホットガスは、個別のダクト２２６
を経由して消耗され、その下流端には、外気に開口して
いる小さいノズル２２９が位置する。
【００３１】燃焼チャンバー２１０、およびこれを延長
したノズル２１２,２１３は、しばしば導管を決定する
二重壁として供給され、推進燃料の成分の一方、例えば
燃料を噴射デバイス２３０によって燃焼チャンバー２１
０へ噴射する前に、この導管に沿って流す。このように
して確立された再生回路２５０は、例えば、冷却用推進
燃料成分を供給するための円環体２５２を備え、これ
は、ノズルの分岐部２１３の下端に位置してもよく、あ
るいはそれらに沿った途中に位置してもよく、ダクト２
５１により移送される推進燃料成分を受け取る。導管２
５３は、円環体２５２からの推進燃料成分が供給され、
それらは、それ自身が噴射デバイス２３０に近接して位
置する収集部材２５４へ導かれ、収集部材２５４内の加
熱された成分は、パイプ２４３を通じて噴射デバイス２
３０に供給される。
【００３２】直接流ロケットエンジンと違って、補助流
ロケットエンジンは、ガス発生機からのガスが主燃焼チ
ャンバーに再注入されないので、ガス発生機および主燃
焼チャンバーのごとき種々の要素が独立して開発される
ことを可能にする。それにも拘わらず、現存する実施例
は必然的に大形となり、又、ガス発生機２２および主燃
焼チャンバー２１０のための全体的に分離した噴射機お
よび燃焼チャンバーのアセンブリーはコストを増大させ
る。
【００３３】図１は、本発明の第１の実施例を示してお
り、図６に関して述べた方法でもって動作する平行補助
流ロケットエンジンを得ることを可能にし、コンパクト
でかつ安価である構造を除き、一般のロケットエンジン
の構造が改善される。
【００３４】この結果、図１はガス発生機２０を示して
おり、ロケットエンジンの燃焼チャンバー１０を囲み、
そして、燃焼チャンバー１０の燃焼ゾーン１４と同軸の
環状の空間２５を備え、燃焼チャンバーの主側壁の上流
部分から単に隔てられている。
【００３５】燃焼チャンバー１０の側壁１１は、首１２
を決定するように下流の方に延び、この後に分岐部１３
が続き、この部分はロケットエンジンノズルの分岐部を
構成するか、図１に示したように比較的に短く、そし
て、フランジ１５のごときカップリングエレメントが備
えられ、分岐部１３を延ばすために、この上に分離した
分岐部材が装着される。
【００３６】図１は、通常の設計である再生回路１５を
構成する燃焼チャンバー１０の側壁を冷却するためのシ
ステムを示す。冷却のために使用された推進燃料成分
は、図６のターボポンプ２８０のごときターボポンプの
手段によってタンクから取り込まれ、パイプ５１により
配分円環体５２へ供給され、この円環体はフランジ１５
に近接して位置し、又、この円環体から導管またはチュ
ーブ５３が燃焼チャンバー１０の全体の周囲にわたり、
かつ、燃焼チャンバー１０の側壁１１,１２,１３の全体
長に沿って延び、推進燃料噴射デバイス３０へ通じ、こ
こで配分チャンバー３５の中へ開口している。
【００３７】噴射デバイス３０は、燃焼チャンバー１０
の側壁１１のトップ部を持つ単一の噴射プレートを含
み、燃焼チャンバーをシール状態にして通過している。
溝またはチューブ５３のみが、噴射プレートの直上に位
置するチャンバー３５内へ開口している。単一の噴射プ
レート(図１および図２)は、燃焼チャンバー１０の燃焼
ゾーン１４の端を限定する中央部３２、およびガス発生
機２０の環状空間２５の端を限定するリング形状の周辺
部を含む。中央部３２は、高混合比を持ち、燃焼ゾーン
１４内で生成されるホットガス下の状態に適合する第１
の推進燃料噴射機４０を備え、周辺部３６は、ガス発生
機２０内で生成されたホットガス下の状態に適合する低
混合比を持つ第２の推進燃料噴射機２１を備える。これ
により、燃焼ゾーン１４内と燃焼チャンバー１０の燃焼
ゾーン１４から噴射プレートに対して直交する軸方向に
延びる円筒側壁１１によって隔てられたガス発生機２０
の環状空間２５内とに異なるタイプの噴射機を持つこと
により、アセンブリのコンパクト化にも拘わらず、燃焼
ゾーン１４に対してと、ガス発生機２０に対する推進燃
焼の混合状態を独立して調整することが可能となる。
【００３８】ガス発生機２０の環状空間２５は、第１に
燃焼チャンバーの側壁１１により内部が決定され、周辺
部３６の外側ゾーン内の噴射プレートにシール状態に結
合された外側円筒側壁２７によって外部が決定される。
環状空間２５内で生成されたホットガスは、図６のター
ビン２８１のごとき負荷で消費させるために、円環体２
６により集めることができる。
【００３９】図１で分かるように、パイプ３３から圧力
下で推進燃料成分、例えば酸化剤が噴射される配分チャ
ンバー３１は、配分チャンバー３５上に位置し、仕切３
５によりそこから隔てられる。推進燃料配分チャンバー
３１および３５の周囲側壁を構成するために、配分チャ
ンバー３１のトップは、中心部３２を越えて延びる噴射
プレートの周辺部３６に結合される外側側壁３９によっ
て限定される。
【００４０】図１および図２で分かるように、配分チャ
ンバー３５は、最初に、噴射プレートの周辺部から中央
部を分離するゾーン内の配分チャンバー３５に導くチュ
ーブ５３から燃料が供給され、次に、噴射プレートの周
辺部３６に形成され、噴射プレートの周辺部３６を囲う
円環体３７から圧力下で燃料を挿入するのに役立ち、か
つ、ターボポンプを経由してタンクから燃料を直接受け
取る半径方向の溝３８から燃料が供給される。配分チャ
ンバー３５は、この結果、チューブ５３を介して、燃焼
チャンバー１０の側壁を冷却するために既に役立ったあ
る量の推進燃料と、溝３８を介して、格納タンクから圧
力下で直接来る別の量の推進燃料とを同時に受け取る。
それにも拘わらず、本発明は、配分チャンバー３５に、
チューブ５３により、および溝３８により構成された供
給手段の一方または他方のみが供給される場合にも同じ
ように適用できる。
【００４１】図１および図２の実施例では、第１の噴射
チューブ４１は、配分チャンバー３１から、例えば配分
チャンバー３１及び３５を分離する仕切り３４を通じて
延び、そして配分チャンバー３５および噴射プレートの
中央部３２を通過し、その結果、配分チャンバー３１か
ら引き出された酸化剤の決められた流速は燃焼ゾーン１
４内へ注入される。
【００４２】第２の燃料噴射チューブ４２は、配分チャ
ンバー３５から噴射プレートの中央部３２を通過して延
びる。便宜上、噴射チューブ４１および４２は、燃料チ
ャンバーの燃焼ゾーン内へ同軸に開口するように設けら
れる。
【００４３】図３に示したように、同軸の噴射機４０
は、環状燃料供給溝を決定するために内部チューブと共
働する外側チューブ４２を含むが、内部チューブ４１は
酸化剤を注入するために役立つ。図３で分かるように、
外側チューブ４２は、配分チャンバー３５内へ延びて外
側チューブで形成された放射方向の穴４３を設け、配分
チャンバー３５から燃料をチューブ４２および４３によ
り限定された環状の溝の中へ浸透させるようにしてもよ
い。
【００４４】ガス発生機２０の環状空間２５自身は、配
分チャンバー３１から延び、噴射プレートの周辺部を通
過する溝２１を経由して、配分チャンバー３１から酸化
剤が供給されてもよい。
【００４５】噴射機４０の場合のごとく、溝２１と同軸
であってもよく、かつ、ガス発生機２０の環状空間２５
へ開口している溝２４は、噴射プレートの周辺部３６内
に同様に形成され、環状空間２５内へ酸化剤を噴射でき
るようになっている。溝２４は、パイプ５９(図２)を経
由して圧力が加えられた配分円環体３２から供給されて
もよい。しかしながら、図１で示したように、第２の燃
料供給円環体２２が第１の円環体３７の下に配されても
よく、又、アセンブリとしたフランジ２８および２７ａ
により単にそこから隔てられてもよく、これにより、環
状空間２５に近接する噴射プレートの周辺部３６を同様
に囲み、溝２４が第２の円環体２２から直接に供給され
るようにしてもよい。
【００４６】例として、およそ温度３,０００Ｋのホッ
トガスを生成するために、噴射プレートの中央部３２内
に配された高混合比の推進燃料噴射機４０が適合されて
もよく、これに対し、噴射プレートの周辺部３６に配さ
れた低混合比の推進燃料噴射機２１および２４が、およ
そ９００Ｋないし１,０００Ｋのより温度の低いホット
ガスを生成するために適合されてもよい。
【００４７】上例では、酸化剤、例えば液体酸素(ＬＯ
ｘ)が配分チャンバー３１内に注入されると仮定された
が、液体水素(ＬＨ2)のごとき燃料は、チューブ５３お
よび円環体３７を経由して配分チャンバー３５内に注入
され、又、円環体２２に注入される。それにも拘わら
ず、本発明に基づく原理を変形することなく、二つの推
進燃料成分は、推進燃料要素の適用または特質の関数と
して置き換えることができる。同様に、噴射機４０およ
び２１,２４は、多数の異なった方法で実行でき、又、
上述した特定の方法は制限しない。
【００４８】ガス発生機２０を燃焼チャンバー１０の周
囲に集中して設置する利点は、遊離した配分チャンバー
３１のトップ壁３６内にあることが注目され、これによ
り、例えば、ロケットエンジンの燃焼チャンバー１０が
操舵されるのに必要な称平環６０内でのサスペンション
を容易にする。
【００４９】本発明の第２の特定の実施例は、図４およ
び図５を参照して以下に述べる。この第２実施例では、
第１実施例における要素と同じ役目をなす要素には、先
頭桁に“１”を付した参照番号が与えられ、図１および
図２の第１実施例における要素と対応して同一または類
似するなら、それらは再び詳細に説明しない。
【００５０】図４および図５のロケットエンジンは、
燃焼チャンバー１１０を備え、これは、ガス発生機１２
０の環状空間１２５が燃焼ゾーン１１４と同心で、単一
のプレート１３２,１３６と直交する軸方向に延びてい
る単一の円筒側壁によりそこから隔てられ、かつそこへ
シール状態で固定される限り、図１および図２のごと
く、ガス発生機１２０と極めて密接して結合する。
【００５１】図４および図５に示された例では、主燃焼
チャンバー１１０の燃焼ゾーン１１４をガス発生機１２
０の環状空間１２５から隔てる円筒側壁は、燃焼チャン
バー１１０の主側壁１１１により限定される容積内に配
置される単一の円筒仕切り１７１により構成され、その
上流端にて、噴射プレートの中央部１３２とその周辺部
１３６との中間ゾーン内の噴射プレート１３２,１３６
にシール状態に結合される。燃焼チャンバーの主側壁１
１１自身は、シール状態で噴射プレートの外側ゾーンの
周辺部１３６に結合される。通り抜けの通路が主側壁１
１１と仕切り１１１との間でそれらの下流部に設けられ
る。
【００５２】図４で分かるように、円筒部１７１の下流
部は、オリフィス１７３により貫通されたスペーサ１７
２により、燃焼チャンバー１１０の主側壁１１１と結合
されてもよい。
【００５３】円筒仕切り１７１と主側壁１１１との間で
限定されたガス発生機１２０の環状空間１２５内で生成
されたホットガスは、燃焼チャンバー１１０の主側壁を
通じて直接に形成された放射方向のタップポイント１２
６を通じて消耗されてもよい。
【００５４】図４および図５の噴射デバイス１３０は、
図１および図２の噴射デバイス３０と全体的に似てお
り、仕切り１７１および側壁１１１は、それぞれ、主側
壁１１および外壁２７のごとく作用する。噴射機４０
は、例えば図３に示した方法でもって実施される。
【００５５】図４および図５は、燃焼チャンバー１１０
の主側壁１１１を冷却するためのシステムを示していな
いが、図１および図２の溝５３に類似した冷却用溝のシ
ステムを側壁１１１内に組み込むことができる。内部の
仕切り１７１自身は、燃焼ゾーン１１４内の仕切りに沿
って流すために、燃焼ゾーン１１４内に噴射された推進
燃料成分の一つの膜１７４を生じることにより冷却され
てもよい。例えば、液体酸素のごとき燃料をこの目的に
使用できる。
【００５６】タービンを駆動するために、燃焼ゾーン１
１４周囲の燃焼チャンバーの周辺部１２５内にホットガ
スを封じ込める円筒仕切り１７１は、例えば、合成材料
またはWaspaloyのごとき合金で形成される。
【００５７】図１または図２の実施例のために、また
は、図４および図５の実施例のために、燃焼チャンバー
１０または１１０と共通で、かつ、ガス発生機２０また
は１２０と共通で、例えばおよそ２００ミリから３００
ミリの直径を有し、周辺部３６または１３６自身が軸方
向に高さがおよそ２０ミリないし３０ミリに延びている
噴射プレートを形成することは可能である。例として、
５００同軸噴射機４０が噴射プレートの中央部３２なた
は１３２に配されてもよく、一方、およそ６０同軸噴射
機２１,２４または１２１,１２４が噴射プレートの周辺
部３６,１３６に配されてもよい。
【００５８】既述したように、燃焼チャンバー１０また
は１１０の燃焼ゾーン１４または１１４に供給するため
の噴射機４０は、ガスチャンバー２０または１２０の環
状空間２５または１２５に供給するよう設計された噴射
機２１,２４または１２１,１２４よりも大きい混合比を
持つ。
【００５９】例として、図１に示した回路５０のごとき
再生回路を用いる時、噴射機４０は、燃料と酸化剤との
混合比に５.５(Ｏ2／Ｈ2の混合の時)のオーダーを有
し、一方、噴射機２１,２４または１２１,１２４は、燃
料と酸化剤との混合比に１(Ｏ2／Ｈ2の混合の時)のオー
ダーを有してもよい。
【００６０】
【発明の効果】以上説明したように、本発明は、主側壁
で決定される燃焼チャンバー、燃焼チャンバーへ第１お
よび第２の推進燃料成分を噴射するための噴射デバイ
ス、噴射デバイスへ第１および第２の推進燃料成分を規
定圧で供給する少なくとも一つのターボポンプ、および
前記ターボポンプの少なくとも一つのタービンを駆動す
るためのガス発生機を備た平行補助流をする液体ロケッ
トエンジンにより、軸方向に極めて短い液体推進燃料ロ
ケットエンジンを可能にするためになされたものであ
り、これにより、アセンブリの装着をより容易にし、製
造コストを低減し、そして、ターボポンプのごとき補助
部材を駆動するための主燃焼チャンバー外で使用される
ホットガスの製造のために推進燃料の混合の独立した調
節を可能にする。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の第１実施例を構成する統合化された
ガス発生機を有するロケットエンジンの燃焼チャンバー
における軸方向の断面図。
【図２】 図１のラインIIでの断面図。
【図３】 図１のラインIII−IIIでの詳細断面図であ
り、本発明での使用に適した推進燃料噴射デバイスの個
々を示した図。
【図４】 本発明の第２実施例を構成する統合化された
ガス発生機を有するロケットエンジンの燃焼チャンバー
における軸方向の断面図。
【図５】 図２のラインV−Vでの断面図。
【図６】 本発明が適用される平行補助流を有する液体
推進燃料ロケットエンジンの全体図。
【符号の説明】
１０ 燃焼チャンバー １１ 主側壁 １２ 首 １３ 分岐部 １４ 燃焼ゾーン １５ フランジ ２０ ガス発生機 ２１ 第２の推進燃料噴射機 ２２ 円環体 ２５ 環状空間 ３０ 推進燃料噴射デバイス ３１ 配分チャンバー ３２ 中央部 ３４ 仕切 ３５ 配分チャンバー ３６ 周辺部 ３７ 円環体 ３８ 溝 ４０ 第１の推進燃料噴射機 ４１ 噴射チューブ ５０ 再生回路 ５１ パイプ ５２ 円環体 ５３ チューブ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ピエール・デスクロ フランス27200ベルノン、リュ・ブルボ ン・パンティエブル10番 (72)発明者 アンドレ・ボラン フランス60230シャンブリ、アブニュー・ モーリス・ルメール200番 (72)発明者 ジャン−ポール・デュモン フランス76000ルアン、リュ・レズリエ・ ドゥ・ラ・マルテル６ビス番 (72)発明者 ピエール−アンドレ・ボーダール フランス27200ベルノン、リュ・サン・ラ ザル22番

Claims (16)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 平行補助流をする液体推進燃料ロケット
    エンジンであって、該エンジンは、主側壁(11;111）で
    決定される燃焼チャンバー(10;110;210)、燃焼チャンバ
    ー(10;110;210)へ第１および第２の推進燃料成分を噴射
    するための噴射デバイス(30;130;241;243)、噴射デバイ
    ス(30;130;241;243)へ第１および第２の推進燃料成分を
    規定圧で供給する少なくとも一つのターボポンプ(28
    0)、および前記ターボポンプ(280)の少なくとも一つの
    タービン(281)を駆動するためのガス発生器(20;120;22
    0)を備え、 上記噴射デバイス(30;130)は、燃焼チャンバー(10;110)
    の燃焼ゾーン(14;114)の端部を決定し、かつ、燃焼チャ
    ンバー(10;110)の燃焼ゾーン(14;114)内の生成ホットガ
    スに適合された高混合比を持つ第１の推進燃料噴射機(4
    0)を備える中央部(32;132)とリングの形状をなし、ガス
    発生機(20;120)の環状空間(25;125)の端部を決定し、か
    つ、ガス発生機(20;120)内の生成ホットガスの状態に適
    合された低混合比を有する第２の推進燃料噴射機(21,2
    4;121,124)を持つ周辺部(36;136)とを含む単一の噴射プ
    レート(32;36;132;136)を含み、ガス発生機(20;120)は
    この結果、燃焼チャンバー(10;110)内で統合され、この
    ガス発生機(20;120)の環状空間(25;125)は、円筒側壁(1
    1;171)によって燃料チャンバー(10;110)の燃焼ゾーン(1
    4;114)から隔てられ、この円筒側壁は、噴射プレート(3
    2;36;132;136)に対して直交する軸方向に延び、かつ、
    シール状態で噴射プレートに固定されることを特徴とす
    るロケットエンジン。
  2. 【請求項２】 上記円筒側壁は、噴射プレート(32,36)
    に近接して位置する燃焼チャンバー(10)の主側壁(11)の
    上流部により直接構成され、燃焼チャンバー(10)の側壁
    の前記上流部は、前記中央部(32)と前記周辺部(36)との
    間の中間ゾーン内の噴射プレート(32,36)に対してシー
    ル状態にして結合される請求項１記載のロケットエンジ
    ン。
  3. 【請求項３】 ガス発生機(20)は、主側壁(11)の前記上
    流部と、周辺部(36)の外側ゾーン内の噴射プレート(32,
    36)にシール状態で結合された外側円筒部分(27)との間
    で決定された環状空間(25)内で生じたホットガスを排出
    するための円環体(26)を備える請求項２記載のロケット
    エンジン。
  4. 【請求項４】 円筒側壁は燃焼チャンバー(110)の主側
    壁(111)により決定される容積内に配置され、かつ、中
    央部(132)と前記周辺部(136)との間の中間ゾーン内に噴
    射プレート(132,136)にシール状態にして結合された上
    流端部を持つ円筒部分(171)と、自身が周辺部(136)の外
    側ゾーン内の噴射プレート(132,136)にシール状態に結
    合された燃焼チャンバー(110)の主側壁(111)と、上記主
    側壁(111)と下流部における仕切り(171)との間の通路と
    から構成される請求項１記載のロケットエンジン。
  5. 【請求項５】 円筒部分(171)の下流部が燃焼チャンバ
    ー(110)の主側壁(111)に、オリフィス(173)により貫通
    されたスペーサ(172)によつて結合される請求項４記載
    のロケットエンジン。
  6. 【請求項６】 ガス発生機(120)は、上記円筒部分(171)
    と燃焼チャンバー(110)との間で決定された環状空間(12
    5)内で生成されたホットガスを排気するために、燃焼チ
    ャンバー(110)の主側壁(111)を貫通して形成された放射
    方向のタップ(口)ポイント(126)を含む請求項４又は５
    記載のロケットエンジン。
  7. 【請求項７】 上記噴射デバイス(30;130)は、第１およ
    び第２の推進燃料成分がそれぞれ供給され、かつ、外壁
    (39;139)と噴射プレート(32;36;132;136)との間に配置
    され、かつ、相互が仕切(34;134)により隔てられている
    第１および第２の配分チャンバー(31;131;35;135)と、
    上記第１の配分チャンバー(31;131)より供給され、第２
    の配分チャンバー(35;136)および噴射プレート(32;36;1
    32;136)の中央部(32;132)を通過する第１の推進燃料成
    分のための第１シリーズの噴射チューブ(41)と、上記第
    ２の配分チャンバー(35;135)より供給され、噴射プレー
    ト(32;36;132;136)の中央部(32;132)を通過する第２の
    推進燃料成分のための第２シリーズの噴射チューブ(42)
    とを備える請求項１ないし６のいずれかに記載のロケッ
    トエンジン。
  8. 【請求項８】 第２の燃料成分を供給するための円環体
    (37;137)を備え、該円環体は、噴射プレートの周辺部(3
    6;136)を囲み、噴射プレート(32,36,132,136)の周辺部
    (36;136)を通じて形成された円形の溝(38;138)を介して
    第２の配分チャンバー(35;135)へ供給するのに役立つ請
    求項７に記載のロケットエンジン。
  9. 【請求項９】 第１の推進燃料成分を噴射するための噴
    射溝(21)を含み、該溝は、第１の配分チャンバー(31;13
    1)から流れ、噴射プレート(32,36;132,136)の周辺部(3
    6;136)を通過してガス発生機(20;120)の環状空間(25;12
    5)に供給される請求項７又は８に記載のロケットエンジ
    ン。
  10. 【請求項１０】 第２の推進燃料成分を噴射するための
    噴射溝(23,24;123,124)を含み、該溝は噴射プレート(3
    2,36;132,136)の周辺部(36;136)内に形成され、かつ、
    第２の推進燃料成分を供給するために第２の円環体(22;
    122)から供給され、かつ、噴射プレートの周辺部(36;13
    6)を包囲し、かつ、ガス発生機(20;120)の環状空間(25;
    125)内に開口している請求項９に記載のロケットエンジ
    ン。
  11. 【請求項１１】 第１および第２の推進燃料成分を噴射
    させ、噴射プレートの中央部(32;132)を通過させるため
    の噴射チューブ(41及び42)は、燃焼チャンバーの燃焼ゾ
    ーン(14;114)内に同軸方向に開口している請求項７ない
    し１０のいずれかに記載のロケットエンジン。
  12. 【請求項１２】 第１および第２の推進燃料成分を噴射
    させ、噴射プレート(32,36;132,136)の周辺部(36;136)
    を通過させるための噴射溝(21,23,24;121,123,124)は、
    ガス発生機(20;120)の環状空間(25;125)内に同軸方向に
    開口している請求項１０に記載のロケットエンジン。
  13. 【請求項１３】 噴射プレートの周辺部(36;136)は、噴
    射プレートの中央部(32;132)を越えて上流へ延びてお
    り、第１および第２の配分チャンバー(31,35;131,135)
    の周囲側壁を構成する請求項７ないし１２のいずれかに
    記載のロケットエンジン。
  14. 【請求項１４】 高混合比を持つ第１の推進燃料噴射機
    (40)は、燃焼チャンバー(10;110)の燃焼ゾーン(14;114)
    内でおよそ３,０００Ｋの温度のホットガスを生成する
    よう設けられ、低混合比を持つ第２の推進燃料噴射機(2
    1,24;121,124)は、ガス発生機(20;120)の環状空間(25;1
    25)内でおよそ９００Ｋの温度のホットガスを生成する
    よう設けられる請求項１ないし１３のいずれかに記載の
    ロケットエンジン。
  15. 【請求項１５】 燃焼チャンバー(10)の主側壁(11)は、
    再生法でもって、前記主側壁(11)に形成された溝を通じ
    て第１および第２の推進燃料成分の一方を低速で循環さ
    せることにより冷却される請求項２又は３記載のロケッ
    トエンジン。
  16. 【請求項１６】 上記周辺部(171)は、燃焼ゾーン(14;1
    14)近傍の上記円筒状仕切に沿い前記燃焼ゾーン(14;11
    4)内に噴射される推進燃料の一方を循環させることによ
    り冷却する請求項４ないし６のいずれかに記載のロケッ
    トエンジン。
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