JPS5941645A - 空気のない空間で駆動するための副流構造様式の液体ロケツト推進装置 - 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】 本発明は特許請求の範囲の上位概念に記載の液体ロケッ
ト推進装置に関する。

ドイツ連邦共和国第２７４３９８５号公開公報には、真
空空間で駆動する几めの副流構造様式の液体ロケット推
進装置が記載されている・この液体ロケット推進装置は
収斂し発散する前方スラストノズル部分會有する燃焼室
と、真空スラストノズル部分と、液体推進剤、特に酸素
と水素と？送る推進剤ポンプと、推進剤ポンプ全駆動す
るために高温駆動ガスを受けるタービンとからなり、該
駆動ガスの排気が副流ノズル？介し、て自由に流出し、
その際タービンの駆動」ガスが一方の液体推進剤、特に
水素の小１”の部分前から形成され、該小葉の水素が、
真空スラストノズル部分の壁内の冷却溝を通じ、ここで
加熱される。

この場合、ポンプ駆動用タービンに用いられる駆動ガス
全発生させるための汎用のジェネレーターを設ける必要
をなくしていて、従って全体として京ｔ７に軽減してい
ると共に推進装置全形成しやすくしている。

この技術思想は、低及び中圧力比で作動し、この条件で
所望の駆１１１実施できるロケット推進装置には適して
いる。高圧力比で作動するものにはこの周知の技術思想
に＃なとんど適用できない。その理由は高エネルギー化
したタービンの推進ガスを発生するには熱の供給が充分
ではないからである◎ 本発明は、前述様式の液体ロケット推進装置において、
燃焼室とスラストノズル全冷却する液体推進剤に、高圧
力比乃至高比出力の推進装置で作動できる程度にタービ
ン推進ガスに高熱ｉ全方える回路？設けること全課題と
する。

この課題は前述様式の推進装置において、推進剤、％に
水素の全体量全前方スラストノズル部分の後端に送り、
該Ａｉｌ方スラスラストノズルと燃焼室の壁とを通じて
熱全吸収しながら前方に流し、ここで燃焼室用の噴射ノ
ズルとしての大量の部分量と、タービン側で利用される
小量の部分前とに分割し、この小蓋の部分量が真空スラ
ストノズル部分の前端でその壁内に送られ、付加的な熱
の吸収？受けて後方に流れるようにすることにより解決
する。

本発明による回路系は、ポンプ駆動用タービンを駆動す
るための駆動ガスの温度をより高くすることができ、従
って高圧力比及び高比出力の推進装置の運転音可能とし
ている。この目的でタービン側に利用される部分前の分
割により後方スラストノズル部分及び燃焼室の冷却並び
に、いわゆる真空スラストノズル部分の冷却も達成でき
る。他方では本発明による構成は、燃焼室トスラストノ
ズルの冷却全所望の如くすること、即ち前方スラストノ
ズル部分の後端と真空スラストノズル部分の前端との間
に分割平面を設定することにより、この冷却を所望の如
くすることができる・即ちこの構成で、両スラストノズ
ル部分間に共通な分割平面？配＠すると、非常に高温な
前方スラストノズル部分と燃焼室及び加熱の小さい真空
スラストノズル部分の熱の条件乃至冷却比率とが正確に
設定でき、又この場合同時に大量の噴射推進剤の温度並
びにタービン駆動ガスの温度全容易に制御できるように
してもよい。

次に略示した本発明による液体ロケット推進装置により
本発明の詳細な説明する。

液体推進剤、特に水素と酸素で作動する副流構造様式の
ロケット推進装置は、地上又は比較的低室で駆動すると
きの膨張率の（燃料）噴射ヘッド（２）と収斂及び拡散
前号スラストノズル部分（３）とを有する燃焼室（１）
と、真空空間での膨張率の真空スラストノズル部分（４
）と、液体水素用のタンク（５）と、液体酸素用のタン
ク（６）と、水素用のポンプ（７）と、酸素用のポンプ
（８）と、ポンプ（ｙ、ａ）＜駆動するガスタービン（
９）と、副流スラストノズル（１０）とからなる。

ポンプ（７）から送られる全体の水素量（■■２）は導
管（１１）　’ｅ介して供給リング（１２）に送られ、
ここ力・ら前方のスラストノズル部分（６）の壁と燃焼
室（１）の壁内に延在する冷却溝に供給され、冷却溝内
で壁上冷却（７）水素が加熱される。全体の水素量（Ｈ
２）のうち小部分量（Ｈ２ａ）が燃焼室（１）の前方範
囲に設けた排出リング（１３）内ｒ（集められ、導ｇ　
（１４）　全弁して真空スラストノズル部分（４）の前
端の供給リング（１５）に供給される。

水素（Ｈ２）の大部分量（Ｈ２ｂ　）Ｆｉ導管（１６）
を介して噴射ヘッド（２）内に流入Ｅ〜、次いで導管（
１７）　全弁して流入する酸素と混合され、燃焼室（１
）円に噴射される。供給リング（１５）内に流入して小
量の水素（Ｈ２ａ　）は真壁スラストノズル全冷却分）
の壁？形成する管束で分配され、真空スラストノズル部
分（４）の後端で排出リング（１日）内に集合する。

真空スラストノズル部分（４）内では水素（Ｈ２）の少
部分ｔ（Ｈｚａ）が付加的に加熱される。水素（Ｈ２）
のタービン側の少部分量の加熱ガスは導管（１９）？介
してタービン（９）Ｋ到達し、タービン全駆動して副流
、スラストノズル（１０）　’に介して自由空間に流出
する。

【図面の簡単な説明】

図面は本発明の一実施例全説明する略図でろる０ １・・・燃焼室　　　２・・・燃料噴射ヘッド３・・・
前方スラストノズル ４・・・真空スラストノズル ５・・・水素タンク　６・・・酸素タンク７・・・水素
ポンプ　８・・・酸素ポンプ９参・・タービン １０・・・副流スラストノズル

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. （１）収斂し又発散する前方スラストノズル部分を有す
   る燃焼室と、該燃焼室に接続した真空スラストノズル部
   分と、液体推進剤、特に酸素と水素とを送る推進剤ポン
   プと、該推進剤ポンプを駆動するためのタービンとから
   なり、該タービンが高温ガスの作用上受け、該高温ガス
   がスラストノズル壁の内部で一方の推進イ＠１１ 剤、特に水素の部分量（タービン例で利用された部分量
   ）〃・らの熱の供給により形成され、次いでタービン？
   通過し、タービン排気として副流ノズルを介して自由空
   間に到達する、真空壁間内で運転するための副流構造様
   式の液体ロケット駆動装置において、一方の推進剤・特
   に水素の全体量（Ｈ２）が前方のスラストノズル部分（
   ３）の後端に送られ、スラストノズル部分（３）の壁と
   燃焼室（１）の壁とを通じ熱全吸収しながら前方に流れ
   、ここで、燃焼室（１）用の噴射量として大量の部分量
   （Ｈ２ｂ　）とタービン側で利用される小−縦の部分量
   とし、て分割され、該小量の部分量が真空スラストノズ
   ルの１１１端でその壁内に送られ、付加的な熱を吸収し
   て後方に流れることを特徴とする副流構造様式液体ロケ
   ット推進装置。