JPS6196166A - 自己消耗ロケツト - 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】 、産業上のり この発明シよロケットに関し、さらに詳しくいえば、ロ
ケットケーシングをフライト中に消耗させてロケットの
重量を減少させる自己消耗ロケッｊ・に関するものであ
る。

慢」Ｊ幻玉Ｊｕｌ貝− ロケットのパーフォーマンスを制限するウェイトの影響
を最小にするために、大型の空気吸入航空機は複雑な機
構になっている。この種の空気吸入航空機は、第１段で
、次のように作用する。（１）ターボジェット推進離陸
モード、（２）燃焼後はぼ３．０マツ八まで加速、（３
）マツハ５．０−８．０まで超音速燃焼ラムジェット推
進（液体水素燃料を使用）、（４）ヒユーズによりロケ
ットを低い地球軌道へ。そのような空気吸入ロケットの
第１段は極めて高価で、かなり信頼性に問題がある。

総ランチ・バッド（発射受台）の重量（燃料を含む）と
総ビークル・ハードウェア重量の割合として考えられる
ランチ・ビークル・システムの質闇比に特別な注意を払
うならば、入手できる貯蔵可能な単元推進液体ロケット
燃料の低率インパルス（Ｉ　ｓｐ）で良い使用ができる
。

従来、消耗燃料に対応するケーシングの領域でフライト
中にロケットケーシングの自己消耗を生じる自己消耗ロ
ケットの考え方が６ｉ′１発された。

もつとも近似の従来技術は１９６４年４月７日にミラー
（Ｍｉｌｌｅｒ　）に付与された米国特許第３．１２７
．７３９弓である。この特許はブースターを降下させる
ことなくロケット・ビークルが増進するにしたがってイ
ナ−ト重量を除く機溝に関する。この特許装置は固体推
准ロケッ１−に関し、信号弾材料を充填した二重壁構造
の金属室を備えていて、金属の燃焼を確保している。ミ
ラーの特許装置の大きな欠点は、二重壁構造の容器を使
用することであり、ロケットのイナート１吊を大幅に増
加させる。したがって、かかる特許装置のロケット構造
は使用が限られる。

１１へ１１ 本発明は従来技術を改良したものであり、とくに重要な
点は、自己消耗ができて、しかも所定の構造上の強度を
有する材料によって一重壁のロケットケーシングを構成
したことである。本発明の好ましい材料は非金属で、そ
れゆえ前述の特許装置の金属り“−タンクのような速さ
で熱を伝達せず、燃焼表面がロケットの排気のところだ
けであり、そこから破壊的に前進しない。

本発明では、ラムロケットの原１！Ｔ！（空気中で空気
を吸入する）の利用を可能にし、かつ二次ノズルがケー
シングの燃焼生成物を（ケーシングが消耗されるにした
がって）追加インパルスのために調整できるようになっ
ている。

本発明にあっては、さらに、複数のロケットモータを備
え、二次ノズルを動作させるためのストラットを挿入で
きるようにするべく内部空間を設けている。ストラット
は、ビークルの安定とステアリングを可能とするベーン
を設定するための空間をも提供する。複数のロケットモ
ータを各別にコントロールすることにより、ロケットの
制御動作を交互にできる。

文」１九ΩＪＪＬ 添付の図面を参照して、本発明の目的およ　　　　１び
効果をさらに詳細に説明する。

ランチ・ビークル・システム（発射システム）の質量比
に特別な注意を払えば、今日の貯蔵可能な単元推進ロケ
ット燃料の低率インパルス（Ｉ　ｓｐ）でもって、より
良い使用が可能であるというのが本発明者等の主な主張
である。第６〜７図のプロットは、有効なロケット排気
速度（これはＩｓｐと同一視できる）と、総ビークル・
システムの金属又は゛ハードウェア゛′重塁と総ランチ
・パッド重量と質量比（ε）と、所望の軌道速度（例え
ばゼロ地表速度に参照すると名目上２５０００フイート
／秒）との相互関係を示している。プロットに示されて
いるように、９５％の質量比（すなわち１００％のラン
チバッド重量に対して９５％の燃料）が可能であるなら
ば、復元推進システムとはちがって、単元推進システム
では１段ビークルで軌道速度をｉｑることかできる。Ｉ
ｓｐが単元推進の典型的な値である２２０秒程度の低さ
であるとしても、そのようになるであろう。しかし、こ
れは上昇時にタンクやケーシングの大部分を消耗してそ
のタンク重量の消耗をシステムの推力増加に利用しなけ
れば不可能である。前述の従来技術においてもロケット
・ケーシングが消耗されるのであるが、金属壁を使用し
ているために、フライトの最初の相当な戟￥１重量を解
決しなければならない。

第１図は、改良された自己消耗システムを採用したロケ
ットの概略断面を示している。

ロケット１０の外側ケーシング１２が一重の４周のロケ
ット・モータ２４．２６．２８．３０（第２図）越しに
引き下げられるにしたがって、ロケット・タンクを溝底
しているデユープ状のケーシング１２がロケット・モー
タの排気により消耗される。したがって、ロケット１０
により増進される質量は連続して減少していき、燃焼完
了時に外側ケーシング１２の前方ドーム部１６は後方ド
ーム部１８と重なるようになる。もちろん、チューブ状
タンクの細さの比（長さと直径の比）が高くなれば、そ
れだけ燃料からの排気により消耗されるケーシングの量
は多くなり、それにより最後の質ｍ比は増加する。

ラック・ギヤを有する中央チューブ２ｏは、前方ドーム
部１６を引き下げて後方ドーム部１８に対面させる。こ
の「引き下げ」の速度は外側ケーシング１２の貯蔵容ｆ
ｆ１１４内の液体燃料の消費に依存する。ケーシング１
２内の推進を密封状態にするために、０−リングシール
材１９．２１がそれぞれ後方ドーム部１８に対して液体
シールを形成している。

第４図は、ロケットの後端部に存在する部品を拡大して
示している。各モータの排気端３１の外方にスペース３
５があり、そこで、外側ケーシング１２が引き下げられ
るにつれてチューブ状のケーシングの端部が燃焼される
。第４図から明らかなように、ギ１フの歯２３は中央チ
ューブ２０の表面に加工されていて、ピニオンギヤ２２
と咬み合っており、第４図に示すように、中央チューブ
２０を左方から右方に移動させるようになっている。駆
動機構のシール特性を増すために、好ましくは、プラス
ティック（ポリマー）のコーティングを中央チューブ２
０に設けてシール材２１を通ってスムーズに引き下げら
れるようにする。

単元推進タンク内に高い内部圧力（典型的には３００ポ
ンド／平方インチ）がガス圧なしで発生し、制御可能な
供給速度が確立され、タンクの燃料がロケットの排気で
消費されていく速度に、タンクのチューブ状部分の消耗
　　　　　）速度が正確に合致する。ロケットの追加イ
ンパルスは、垂直向きのストラット３２．３４．３８．
４０（第２図）によって支持されている環状の調整ノズ
ル３６を介して被燃焼ケーシングから排気を流すことに
より１ｑられる。

したがって、ストラットによって支持された環状のノズ
ルは、ロケッ］・１ｏの本体内の燃料とケーシングの消
耗により生じる推力を方向づける。符号４２と４４で示
すような姿勢コントロール・ベーンは、各ストラットの
後端に接続して、フライト中のロケットの位置をコント
ロールするようにできる。

第２図と第４図を注意してみれば明白なように、本発明
の構成は、ビークルが可感大気中で（海抜ａｏｏｏｏフ
ィートまで）動いているときはラム・ロケットの原理に
係るものであり、それゆえ、ラム入口５８が周辺調整ノ
ズル３６の前端に設けられている。ケーシング燃焼生成
物を調整する調整ノズルとラム・ロケット溝造を含める
と、非常に望ましい追加インパルスが得られる。

単元推進燃料システムを利用することにより、二元推進
燃料システムの欠点を解消する。

なぜならば、二元推進燃料システムは不必要にタンク、
供給パイプおよびシール材を多くして複雑にし、固定（
金属）重量を大きくし、それゆえ、Ｉｓｐがより高いか
もしれないが、質量比を減少させるからである。

第３図は、ブースターとしての自己消耗ロケットの典型
的な利用形態を示している。図示されているように、参
照符号４６により全般的に示されている有人宇宙船は、
そのｍ　Ｇ部がロケット１０の前方ドーム部分１Ｇに接
続されている。フライトの燃焼完了に向けて、ロケット
１０の２つのドーム部分１６．１８は互いに重なるよう
に対面しており、ロケット１０は連結部４８で宇宙船４
６から分向できるようになっている。強調すべきことは
、本発明は［ｌケラ］・の構造に特徴を有するものであ
って、そのロケットを有人宇宙船に利用することではな
いことである。従来の自己消耗ケーシングや構成部品と
はちがって、本発明では、好ましくは、可能なかぎり複
合材料を利用する。ケーシング１２を軽■でかつ高強度
でそれ自体燃焼しうる材料によって作ることが極めて重
要である。本発明の好ましい実施例においては、ＫＥＶ
ＬＡＲ−エポキシを使用する。この材料は約３０％のレ
ジンを含み、燃焼しやすいものである。このＫＥＶＬＡ
Ｒ−エポキシ材料の別の利点は、金属のような速さで熱
を伝達しないため、燃焼面がロケット排気のところに存
在し、そこから破壊的に進まないことである。ロケット
分野でＫ　Ｅ　Ｖ　Ｌ　Ａ　Ｒ−エポキシを使用するこ
とは、ハークルズ・パウダー・カンバニイが調査された
ものであり、その材料はスペース・シャトル・ソリッド
・ロケットブースター用のソリッド・ロケット・ケース
として採用された。

しかし、自己消耗の原理にしたがって燃焼可能な消耗性
のロケット・ハウジングとしてそのようなケーシングを
採用することは、本発明が最初の試みである。

ケーシング材料を選択する際に重要なことは、真性燃焼
熱を有する材料を選ぶことである。そうすれば、適切な
単元推進混合比と組み合わせて、システムの全エネルギ
ーにケーシングの反応熱を加えることになる。ＫＥＶＬ
ＡＲ−エポキシ材料をケーシングの材料として使用する
ときは、酸化エチレン単元推進薬Ｃ２１−１４０に過塩
素酸アンモニウムＮ　Ｈ４Ｃ９０４を溶解するのが好ま
しい。そうすれば、大気外でも外側ケーシングを「燃焼
」さ　　　　１せるに足る過剰酸素が得られる。その代
りとしてヒドラジンを燃料として使用することもできる
。大気中では、４１［！ｉｆのロケットモータ２４．２
６．２８．３０の回りに囲いを形成している空力調整ノ
ズ、ル３６が十分に酸素を供給し、外側ケーシング１２
を燃焼させ、その１７１気物を調整し、ラム・ロケット
のように追加推力を発生する。

したがって、推進薬に加えて、自己消耗ロケッｉ・の質
Ｍ比感度を減少できる３つの推力源が追加的に存在する
。それらは次の３つである。

（１）燃料のＩｓｐを高めるように単元推進燃料内に混
和性酸化剤を添加する。

（２）外側ケーシングの複合材料の燃焼熱はエポキシ・
バインダー内に少量の酸化 剤を含めることにより増強できる。

（３）空力調整ノズル３６とラム・ロク゛ツ１−の原理
に依存することによりロケット が海面レベルから上昇していくにした がって大気中＜８００００フイートま で）の回想酸素から得ることのできる インパルス（Ｉｓｐ）を追加する。

本発明のロケット構造は各フライト後に消耗されてしま
うので、部品は最小のコストで製造しなければならない
。このため、極低温系の推進薬は考えなかった。貯蔵可
能な二元推進薬も考慮しなかった。むしろ、濃縮した貯
蔵可能な単元推進薬を選んだ。本構成によればターボポ
ンプやガス加圧システムの費用を避けられる。前述のよ
うなラック・ピニオン式の「引き下げ」駆動殿構のごと
き単純なドライブ態構により満足のいく方法で単元推進
薬をロケット・エンジンの排気に供する。

さらに、本構成によれば、高価なジンバル式ロケット・
ノズルを避けることができる。本発明では、比較的クー
ルな単元推進薬排気流に単純なベーン、（第４図の４２
Ｊ３よび４４）を利用できる。本発明によれば、カーボ
ン・カーボン複合材のような高パフＡ−マンス′の複合
材を採用できるので、ロケット部品の再生冷却を避ける
ことができる。

ロケット・モータを詳細に述べると、第４図に示されて
いるように、各モータ２４．２６．２８．３０は多数の
単元推進薬スプレィ・ノズル５０．５４を有している。

それらのノズル５ｏ、５４は、好ましくはバースト・ダ
イアフラム・クロージャの特性をもたばて単元推進薬を
ロケット・モータに噴射するように構成する。２７およ
び２９のような触媒床が各ロケット・モータ内に配置し
である。

それらは、典型的には単元推進燃料の燃焼動帯を最大に
するためにコーティングされた白金である。

本発明はゼロ圧力貯蔵システムであるので、バッテリー
の寿命が許すかぎり、漏れの危険なく保存できる。

さらに第４図を参照するに、４２および４４のようなコ
ントロール・ベーンは、それぞれストラット３２および
３４に接続されている。かかるコントロール・ベーン４
２．４４は、各単元推進スプレィ・ノズル５０．５４．
５６に従来の測微バルブ（５２など）を設置するのに有
利なように除去してもよい。というのは、スピニング・
ミサイルでは側方力の適用とスピン率とのタイミングが
非常に重要であるからだ。推進薬噴射のコントロールは
、コントロール・ベーンで達成できる少量の横方向のコ
ントロールよりもムダがはるかに少ない。さらに、各モ
ータ２４．２６．２８．３０に近接して側方排気口（図
示せず）を設けて、調整ノズル３６を介した不等流によ
る　　　　　１よりも大きな横方向のノ〕をベークルに
与えることもできる。

第５図の変形例においては、別のドーム７４がロケット
６０のケーシング内に設けられている。第５図の実施例
は次の点で第４図の実施例と相違している。すなわち、
４本の斜行ノズル６２．６４．６８．７０を採用してベ
ークルをスピンさせ、推力ベクトル・コントロールを増
強している。ドーム７４は、ノーズ部７６内のモータ駆
動ウィンチ８６に設問された導線によりドーム７２の方
向に引張られる。燃料が消費されるにつれてドームを互
いに引張るための手段は、種々の形態のものが採用でき
る。ウィンチ・モータ８２はバッテリ８４を動力源とし
ている。すべてのバッテリ８４はノーズ部７６の前部７
０内に囲まれている。

ロケッ［−が大気外で作動するときは、ラム・ロケット
入口５８（第４図）は下方入口を越えて破線で示すよう
に閉じられる。そのとき、外側ケーシング１２はノズル
３６を通じて最終調節をする前に燃焼して、外側ケーシ
ング１２は４個のロケット・モータの１ノ１気中に整然
とスライドし続ける。

複合材料は他のロケット部品にも適用できる。中央引下
げチューブ２０は好ましくはボロン複合材で製造して、
そこにラック歯を加工し、また空力学的に形成されたｖ
Ａ整ノズル３６は好ましくはカーボン・カーボン複合材
料で製造する。

この発明は以上のように図示して説明した詳細な構成に
限定されるものではなく、当業者にとって数多くの自明
な変形例が想起されるものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明による自己消耗ロケットの基本的な内部
構成部品を示す概略断面図である。 第２図は第１図の２−２線に沿った概略断面図である。 第３図は有人宇宙船用のブースタとしで使用された自己
消耗Ｏウッドの概略断面図である。 第４図は本発明による自己消耗ロケットの後端の詳細図
である。 第５図はビークルをスピンさせるために斜行ノズルを使
用した本発明の概略斜視図である。 第６図は質ｍ比の関数としての最大ビークル速度のプロ
ットである。 第７図は有効な排気速度の関数としての最大ビークル速
度のプロットである。 １０、、、、、、、、ロケット １２、、、、、、、、外側ケーシング １６、、、、、、、、前方ドーム部 １８、、、、、、、、後方ドーム部 ２０、、、、、、、、中央チューブ １つ、２１．、、、、、Ｏ−リング・シール材２２、、
、、、、、、ビニオン・ギヤ ２３、、、、、、、、ギヤの歯 ２４．２６． ２８．３０．、、、、ロケット・モータ３６、、、、、
、、、調整ノズル ３２．３４． ３８．４０．、、、、ストラット ４２．４４．、、、、コントロール・ベーン５０１５４
．５６１．スプレィ・ノズル５８、、、、、、、、ラム
・ロケット入口゛６２．６４． ６８．７０．、、、、斜行ノズル　　　　　　　　　１
７２．７４．、、、、　ドーム ７６、、、、、、、、ノーズ部 ８１、、、、、、、、ウィンチ・モータ８４、、、、、
、、、バッテリ

Claims (11)

【特許請求の範囲】
1. （１）貯蔵燃料用の可燃性の材料によって作られている
   一重壁のケーシングと； 燃料を受けとるための入口手段を有しかつ燃料の燃焼時
   にロケットの推力を発生する複数のロケット・モータと
   ； ケーシングの後端がロケット・モータの排気口の近くに
   位置していて排気口で生じた熱によって燃焼され得るこ
   とと； ケーシング内に存在していて燃料の燃焼に対応した速度
   で排気口越しにケーシングの後端をスライドさせる手段
   と； 排気口の後方に存在していて燃料の排気とケーシングの
   消耗部を方向づけ、ロケットの推力に役立つようにする
   調整ノズル手段と； を備えた自己消耗ロケット。
2. （２）点火後にそれ自体で燃焼できるレジン内容物を有
   する比較的軽量の非金属で断熱性のある材料でケーシン
   グが作られている特許請求の範囲第１項に記載の自己消
   耗ロケット。
3. （３）粉末状の酸化剤をケーシングに入れて、燃料の燃
   焼効率を高める特許請求の範囲第２項に記載された自己
   消耗ロケット。
4. （４）ケーシングの後部に、ケーシングの軸を横切る方
   向にドーム状部材を設け、かつ複数のストラット手段を
   複数のロケット・モータ間に配置してドーム状部材にノ
   ズルを支持する構成にした特許請求の範囲第１項に記載
   された自己消耗ロケット。
5. （５）各ストラット手段の間に空間を設けて、空気がノ
   ズルを通って排気口の後方から流れるようにし、それに
   より、それらの空間にラム・ロケット入口を形成した特
   許請求の範囲第４項に記載した自己消耗ロケット。
6. （６）ストラット手段に接続されていてフライト中にロ
   ケットの姿勢コントロールを行う手段を設けた特許請求
   範囲第４項に記載の自己消耗ロケット。
7. （７）ロケット・モータの排気口が斜行していて、ロケ
   ットがフライト中にスピン制御される特許請求の範囲第
   ４項に記載された自己消耗ロケット。
8. （８）ＫＥＶＬＡＲ−エポキシで作られていてその中に
   液体燃料を貯蔵するための一重壁のケーシングと； 燃料を受けとるための入口手段を有しかつ燃料の燃焼時
   に推力を発生する複数のロケット・モータと； ケーシングの後端がロケットモータの排気口近くに存在
   し、かつその後端が燃料の燃焼に対応した速度で排気口
   で生じた熱で燃焼し得ることと； 排気口の後方に存在していて燃料の燃焼とケーシングの
   消耗部を方向づけ、推力に役立たせる空力ノズルと； を備えている１段自己消耗ロケット。
9. （９）粉末状の酸化剤をＫＥＶＬＡＲ−エポキシに入れ
   て燃料の燃焼効率を高める特許請求の範囲第８項に記載
   したロケット構造。
10. （１０）ケーシングの後端部に、ケーシングの軸を横切
    る方向にドーム状部材を設け、複数のストラット手段を
    複数のロケット・モータ間に配置してドーム状部材にノ
    ズルを支持する構成にした特許請求の範囲第９項に記載
    したロケット構造。
11. （１１）各ストラット手段の間に空間を設けて空気がノ
    ズルを通って排気口の後方に流れるようにして、それに
    より、これらの空間でラム・ロケット入口を形成した特
    許請求の範囲第１０項に記載したロケット構造。