JPS63280843A - 多段ロケット及びその作動を制御する方法 - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は空気中、大気圏外、及び水中における動力飛行
に使用される多段ロケットの改善に関する。

〔従来の技術及び発明の課題〕

ペイロードを増大させる大きな範囲又は大きな能力を備
える目的で、多段ロケットの有効エネルギーを向上させ
るための提案が従来技術になされている。１９６７年、
１月３１日にエフ　ケイ　ラインスタイン等に付与され
た米国特許第３，３０１，１８４号はそのような提案を
なしたものであり、下方段又は第１段のロケットエンジ
ンの前方端部において圧力容器を通常に完成させる部分
を削除させるものである。詳細には、第１段のケースの
前方端部が第２段のノズルと実質的に連続的な形状に作
られる。第２段には合計的に、関連するノズルにさえも
推進剤を充填され、推進剤が第１段のケースの前方端部
から第２段の中まで連続するようになっている。ロケッ
トエンジンの第２段は第１段の端末燃焼によって自動的
に着火される。さらに、設けられたステージセパレーシ
ョン機構が、段の分離が第２段の着火が生じると自動的
に実施されるように構成される。この構成において、不
活性の部分の重量のかなりの節約ができると述べられて
いる。特に、第１段のケースの前方端部の重量が低減さ
れ、且つ第２段の着火に関連する電気機器の重量が低減
される。

しかしながら、上記米国特許第３．３０１，１８４号に
記載されているように、主として固体の推進剤が補強な
しには第１段の作動圧力を収容できるほどに十分な構造
上の強度をもたないという事実のために、この従来技術
のロケットの構成には不都合があることになる。第１段
の燃焼によって生成した圧力は第２段へ伝達される。こ
れは第２段のケースを拡大せしめ、推進剤をクラックさ
せたり、燃焼している推進剤を第２段から第１段へ過早
に押し込んだりする。これはロケットに種々の機能不全
をおこさせる０例えば、（ａ）燃焼表面が変形すること
によって第１段の推力がでたらめになり、（ｂ）燃焼面
積が非常に大きくなることによって第２段の推進剤のク
ラックが第２段を爆発させたり、及び／又は（Ｃ）第２
段が過早に着火したりする。さらに、この種のロケット
は第２段が推進剤を１００パーセント充填できる可能性
を消滅しているばかりでなく、固体の推進剤のロケット
エンジンが第２段のための中央の燃焼室をもつのを禁止
していると言える。

上記不都合を克服するために、上記米国特許第３．３０
１，１８４号は第１段のケースの前方端部に爆発性のヒ
ユーズを組み込み、第２段が推進剤が関連するノズルに
進入しないようにして、軽量の圧力バリヤを使用するこ
とを教示している。これは詳述したようにロケットエン
ジンの重量の全ての節約を可能にすることができると言
われており、さらに第２段のために中央穴をもつ固体の
推進剤のロケットエンジンの使用を許容するものである
。

しかしながら、上記米国特許第３．３０１．１８４号に
記載されたような構成は、ロケットを特に大きな推力を
必要とする応用には不適切にするという不都合がある。

この不都合は第２段又は上方段の推進剤が関連する第１
段又は下方段によって大きな推力が生成されたときに受
ける圧縮応力に変形なしに耐えるほどに十分な強度をも
たないということに起因するものである。第２段又は上
方段の推進剤がそのような圧縮応力に耐えるようにする
ためには、従来技術の習慣は第２段又は上方段の推進剤
を収容するケースの壁の厚さを増加することであり、従
って、ロケットの重量が増加する。これはロケットのエ
ネルギーの有効な利用を低減する。

従って、多段ロケットの有効なエネルギーを増加させる
ために採用される方法及び装置の改善が必要であり、且
つ求められている。本発明はこの点で従来技術の技術的
ギャップを埋めることを狙いとするものである。

本発明の目的は、利用できるエネルギーの増大を達成し
ながらロケットの重量の低減を図ることのできる改善さ
れた多段ロケット及びその作動を制御する方法を提供す
ることである。

本発明の他の目的は、縦に連結された第１段又は下方段
及び第２段又は上方段の各々が中央の穴を設けた固体の
推進剤を有するロケットエンジンを備え、第２段のケー
スが第１段の作動の間にさらされる推力によって要求さ
れる座屈に耐える容量よりも少ない容量を有するような
、そのような改善された多段ロケット及びその作動を制
御する方法を提供することである。

本発明のさらに他の目的は、第１段及び第２段の各々が
中央燃焼室を有し、かつ両段の着火が単一のイグニッシ
ョンシステムの作動によってほぼ同時に行われ、そして
第２段の推進剤が最初に第１段の固体の推進剤が燃焼す
る燃焼速度よりも遅い燃焼速度で第１段の固体の推進剤
の燃焼が実質的に完了して第２段の中央燃焼室を加圧す
るまで燃焼を生じせしめられ、そのような加圧が第１段
の燃焼の間に第１段によって生成される推力の方向にテ
ンションを付与した状態にすることによって第２段の推
進剤を収容したケースに構造上の強度を付与するのに有
効であるようにした、そのような改善された多段ロケッ
ト及びその作動を制御する方法を提供することである。

このため、ケースの圧縮応力が消滅乃至実質的に低減す
るために、第１段の推進剤の燃焼の間に第２段の推進剤
を収容したケースが座屈しようとする傾向と反作用し且
つそのような傾向を軽減させつつ、第２段の推進剤を収
容したケースの壁圧の低減、従って重量の低減を可能と
する。

本発明のさらに他の目的は、次に述べる２つの２次的使
用のいずれか１つのため、又は適当な組み合わせでその
両方のために、多段ロケットの動力飛行の間に生成され
るガスの２次的放出有するための改善されたサブシステ
ムを提供することである。一つはロケットのケースの外
面を包囲する境界層を形成してロケットが飛行する媒体
の摩擦を低減させることであり、もう一つはロケットを
操縦するためにスラストベクトルコントロール有するこ
とである。

〔課題を解決するための手段〕

上記本発明の目的を達成するために、一実施態様におい
ては、第１の中央に穴をあけた固体の推進剤と第１のケ
ースを有し、第１の固体の推進剤が後方端部を有し、第
１のケースが第１の固体の推進剤の前方端部に開口する
第１段又は下方段を具備する多段ロケットの推進システ
ムが提供される。推進システムはさらに第２の中央に穴
をあけた固体の推進剤と第２段の固体の推進剤の後方端
部に開口する第２のケースを有し、かつ第１段のケース
の前方端部と形状において実質的に連続をなすノズルを
含む少なくとも１つの第２段又は上方段を含む、第２段
の固体の推進剤の表面には燃焼速度の遅い材料の層が設
けられる。第１段及び第２段の着火は単一のイグニッシ
ョンシステムによってほぼ同時に行われる。第２段の固
体の推進剤の上のこの固体の推進剤の燃焼速度及び厚さ
が、イグニッションシステムの作動に際して、その燃焼
が第１の固体の推進剤の実質的に完全な燃焼の間を通し
て続くようになっている。そのような燃焼は第２段の固
体の推進剤の表面が燃焼のために露出する前に実質的に
完了しなければならない。

その結果、第２段の固体の推進剤の中央穴によって形成
される中央燃焼室が加圧され、２次的ガス放出のための
源を提供する。さらに、そのような加圧が第１段又は下
方段によって生成される推力の方向に、特にロケットの
長手軸線に沿って引っ張り応力を付与し、よって圧縮応
力と反作用して、第２段のケース及びその中に収容され
る推進剤に有効に構造上の強度を付与する。これは第２
段のケースの壁圧の低減、従って重量の低減を可能とし
、かつロケットの有効エネルギーの対応する向上を得る
ことができる。

本発明の種々の特徴は特許請求の範囲に記載されている
が、本発明の特徴、及びその作動、及びその使用によっ
て達成される対象のよりよい理解のために、以下に図面
を参照して本発明の実施例について説明する。

〔実施例〕

第１図及び第２図を参照すると、ロケ・ントエンジンに
より推進されるビヒクル、又はロケ・ント１０は長手軸
線１２を有し、固体の推進剤をもつ第１段のロケットエ
ンジン１４と、固体の推進剤をもつ第２段の又は上方段
のロケットエンジン１６とを備え、第１段のロケットエ
ンジン１４は第２段のロケットエンジン１６に取りつけ
られ、第２段のロケットエンジン１６は第１段のロケッ
トエンジン１４の前方に位置する。第１段のロケットエ
ンジン１４は、第２段のロケットエンジン１６よりも大
きく、そして前方端部２０において開口し且つ第２段の
ロケットエンジン１６のノズル２２と形状において実質
的に連続するケース１日を有する。

第１段のロケットエンジン１４はノズル２４と固体の推
進剤のブレーン２６を含み、固体の推進剤のブレーン２
６に設けた中央穴が中央燃焼室２８を形成する。同様に
、第２段のロケットエンジン１６は固体の推進剤のブレ
ーン３０を含み、固体の推進剤のブレーン３０に設けた
中央穴が中央燃焼室３２を形成する。第１段の固体の推
進剤のブレーン２６は高燃焼速度の推進剤である。第２
段の固体の推進剤のブレーン３０も高燃焼速度の推進剤
である。

第１段のノズル２４及び第２段のノズル２２は図示のよ
うに各々収斂後拡関するタイプのものである。第２段の
ノズル２２は潜り込み配置されたように示され、即ちそ
の一部分が第２段の固体の推進剤のブレーン３０内に位
置している。

第１段のケース１８の外被は第２段のノズル２２を覆っ
て第２段のロケットエンジン１６のケース３４の周辺部
において終端する。ステージセパレーションデバイス３
６、例えばフレックスチャージが第１段のケース１８の
前方端部近くに嵌められる。第２段のケース３４の前方
端部にはフォワードドーム３８が取りつけられる。

第１段及び第２段のロケットエンジン１４　、１６の着
火はともに参照数字４０によって概略的に示され且つ図
示しない発射台に保持された装置を含む単一のイグニッ
ションサブシステムの作動によって同時に実施される。

本発明の特徴は、第２段のロケットエンジン１６の固体
の推進剤のブレーン３０の全露出表面が遅い燃焼速度の
材料の層４２によって覆われ、この層４２が中央燃焼室
３２の表面に設けられ、従って中央燃焼室３２を形成す
ることにある。この層４２は高速燃焼速度の第２段の固
体の推進剤のブレーン３０がその燃焼のために露出する
前に燃焼しつくさなければならない。この層４２の厚さ
及び材料の組成は、単一のイグニッションサブシステム
の作動に際して、その燃焼が第１段の固体の推進剤のブ
レーン２６の実質的に全燃焼の間を通して続くように構
成される。

第１段の固体の推進剤のブレーン２６及び遅い燃焼速度
材料の層４２の燃焼によって生成したガスは第１段及び
第２段の中央燃焼室２８　、３２の双方を加圧し、この
加圧が所望の第１段又は下方段のロケットエンジンの推
力を提供するためにノズル２４を通るガス流を生成する
とともに、第１段及び第２段のケース１８　、３４の壁
の膜にロケット１０の長手軸線１２の方向に引っ張り応
力を導入する。

第１段の固体の推進剤のブレーン２６の燃焼が完了する
と、ステージセパレーションデバイス３６が作動して第
１段のロケットエンジン１４を第２段のロケットエンジ
ン１６から分離し、よって第１段のロケットエンジン１
４をロケット１０から排出する。

ロケット１０の連続的な作動において、第２段の燃焼室
３２の高温ガスが固体の推進剤のブレーン３０の露出表
面に着火して第２段の燃焼室３２の加圧を維持する。そ
のような加圧は第２段のケース３４の壁の膜の引っ張り
応力を維持し、所望の第２段のロケットエンジンの推力
を提供するために生成したガスのノズル２２を通る流れ
を生ぜしめる。

この構成の利点は２つの種類の重量の低減にある。第１
に、第２段又は上方段のロケットエンジン１６のための
イグニッションシステムを削減できること。第２に、第
１段の推力をその先のペイロードに伝達することによっ
て第２段のケース３４の膜に生じる大きな圧縮応力が、
両ステージの、即ち両中央燃焼室２８　、３２の加圧に
よって生成した重ね合わせの引っ張り応力によって低減
され、その結果第１段及び第２段のケース１８　、３４
を形成する膜の必要な厚さを低減できるようになること
。

留意すべきは、遅い燃焼速度の材料の層４２の燃焼によ
って生成したガスは第１段のロケットエンジン１４の作
動に対しては付随的な重要性しかもつにすぎない。しか
しながら、遅い燃焼速度の材料の層４２の存在は上述し
た重量低減のためにかなりの重要性をもつものである。

第３図はステージアンドツーハーブズロケット推進シス
テムを含む本発明の第２実施例のロケットを示している
。この実施例のロケット４４は、第１図及び第２図の第
１段のロケットエンジン１４と同じような固体の推進剤
の第１段のロケットエンジン４６を有し、これは第２段
又は上方段の固体の推進剤のロケットエンジン４日に取
りつけられる。第１段のロケットエンジン４６はその前
方端部５２において開口し且つ第２段のロケットエンジ
ン４８の潜り込み配置のノズル５４と形状において実質
的に連続するケース５ｏを有する。

ノズル５６がケース５０の後方端部に設けられる。

同様に、第２段のロケットエンジン４８はその前方端部
において開口し且つ第３段のロケットエンジン６２の潜
り込み配置のノズル６０と形状において実質的に連続す
るケース５８を存する。第３段のロケットエンジン６２
はケース６４を含む。

第３段のケース６４の前方端部にはフォワードドーム６
６が取りつけられる。

各段のロケットエンジン４６　、４８　、６２は中央ニ
設けた穴によって中央燃焼室を形成した固体の推進剤の
ブレーンを含む。特定的には、各段のロケットエンジン
４６　、４８　、６２はそれぞれ関連する固体の推進剤
のブレーン６８　、７０　、７２を含む。固体の推進剤
のブレーン６８　、７０　、７２にはそれぞれ中央燃焼
室？４　、７６　、７８が形成される。

第１段のケース５０の外被は第２段のノズル５４を覆っ
て第２段のケース５８の周辺部において終端する。同様
に、第２段のケース５８の外被は第３段のノズル６０を
覆って第３段のケース６４の周辺部において終端する。

ステージセパレーションデバイスがそれぞれ第１段及び
第２段のケース５０　、５８の前方端部近くに嵌められ
る。

第１段、第２段及び第３段のロケットエンジン４６　、
４８　、６２の全ての着火は、第１図及び第２図の実施
例のように、参照数字８０によって概略的に示され且つ
図示しない発射台に保持された装置を含む単一のイグニ
ッションサブシステムの作動によってほぼ同時に実施さ
れる。

第３図の実施例においては、第１段の固体の推進剤のブ
レーン６Ｂは高燃焼速度のものである。

第２段及び第３段の固体の推進剤のブレーン７０゜７２
も高燃焼速度のものである。

第３図の実施例においては、第２段の固体の推進剤のブ
レーン７０がその表面に設けられて中央燃焼室７６を形
成する遅い燃焼速度材料の層８２によって覆われる。同
様に、第３段の固体の推進剤のブレーン７２がその表面
に設けられて中央燃焼室７８を形成する遅い燃焼速度材
料の層８４によって覆われる。第１図及び第２図の実施
例のように、層８２の厚さ及び材料の組成は、単一のイ
グニッションサブシステム８０の作動に際して、層８２
の燃焼が第１段のロケットエンジン４６の固体の推進剤
のブレーン６８の実質的に完全な燃焼の間を通して続く
ように構成され１、第２段のロケットエンジン４８の固
体の推進剤のグレー２７００表面の燃焼のための露出を
そのような時間だけ遅延させる。

同様に、層８４の厚さ及び材料の組成は、層８４の燃焼
が第１段及び第２段の固体の推進剤のブレーン６８　、
７０の実質的に完全な燃焼の間を通して続くように構成
され、第３段の固体の推進剤のブレーン７２の表面の燃
焼のための露出をそのような時間だけ遅延させる。

第１段の固体の推進剤のブレーン６８及び遅い燃焼速度
材料の層８２　、８４の燃焼によって生成したガスは第
１段、第２段及び第３段の全ての中央燃焼室７４　、７
６　、７８を加圧する。そのような加圧が２次的ガスの
放出の源として使用され、且つ第１段、第２段及び第３
段の全てのケース５０　、５８　、６４の壁の膜にロケ
ット４４の長手軸線８６の方向に引っ張り応力を導入す
る。さらに、ノズル５６を通るそのようなガスの流れが
所望の第１段の推力を提供する。第１段の固体の推進剤
のブレーン６８の燃焼が完了すると、ステージセパレー
ションデバイス８８が作動して第１段のロケットエンジ
ン４６をロケット４４から排出する。

第２段の燃焼室７６の高温ガスが固体の推進剤のブレー
ン７０の露出表面に着火させる。その結果生成したガス
が第２段及び第３段の燃焼室７６゜７８の加圧する及び
第２段及び第３段のケース５８゜６４の壁の膜の引っ張
り応力を維持する。さらにそのようなガスのノズル５４
を通る流れが所望の第２段のロケットエンジンの推力を
維持する。第２段の固体の推進剤のブレーン７０の燃焼
の完了に際して、ステージセパレーションデバイス９０
が作動して第２段のロケットエンジン４８をロケット４
４から排出する。

ロケット４４の連続的な作動において、第３段の燃焼室
７８の高温ガスが固体の推進剤のブレーン７２の露出表
面に着火して第３段の燃焼室７８の加圧を維持する。そ
のような加圧は第３段のケース６４の壁の膜の引っ張り
応力を維持し、生成したガスのノズル６０を通る流れを
生じせしめ、所望の第３段のロケットエンジンの推力を
提供する。

第４図には第１図及び第２図の実施例の変形例が示され
る。第４図に示される変形例は、ステージアンドハーフ
ロケット推進システムを含むものであり、潜り込みして
いない第２段の又は上方段のノズルを使用している点に
おいて第１図及び第２図の実施例と異なるものである。

図に示されるように、この差は第１段及び第２段のケー
スの推進システムの軸線方向に沿った長さをもとに延長
することを必要とするようになる。

詳細には、第４図の実施例のロケット９２は、第１段の
ロケットエンジン９４を有し、これは第２段のロケット
エンジン９６に取りつけられる。

第２段のロケットエンジン９６は一ロケット９２の長手
軸線９８に沿った第１段のロケットエンジン９４の前方
に位置する。第１段のロケットエンジン９４はその前方
端部１０２において開口し且つ第２段のロケットエンジ
ン９６のノズル１０４と実質的に連続する形状を有する
ケース１００を有する。

第１段のロケットエンジン９４はノズル及び高燃焼速度
の固体の推進剤のブレーン１０６を含む。

固体の推進剤のブレーン１０６は中央燃焼室１０８を形
成する中央穴を有する。同様に、第２段のロケットエン
ジン９６は高燃焼速度の固体の推進剤のブレーン１１０
を含む。固体の推進剤のブレーン１１０は中央燃焼室１
１２を形成する中央穴を有し、さらにその表面に設けら
れて中央燃焼室１１２を形成する遅い燃焼速度材料の層
１１４によって覆われる。第１図及び第２図の実施例の
ように、層１１４の厚さ及び材料の組成は、単一のイグ
ニッションサブシステム１１５の作動に際して、層１１
４の燃焼が第１段の固体の推進剤のブレーン１０６の実
質的に完全な燃焼の間を通して続くように構成される。

これは第２段の固体の推進剤のブレーン１１０の露出を
第１段の固体の推進剤のブレーン１０６の燃焼の完了ま
で遅延させる。

第１図から第３図の実施例のように、第１段の固体の推
進剤のブレーン１０６の燃焼によって生成したガスは第
１段及び第２段の中央燃焼室１０８゜１１２を加圧し、
よって第１段のロケットエンジン９４のケース１００及
び第２段のロケットエンジン９６が包囲されたケース１
１６に引っ張り応力を導入する。ノズル１１８を通るそ
のようなガスの流れが所望の第１段の推力を提供する。

第１段の固体の推進剤のブレーン１０６の燃焼が完了す
ると、ステージセバレーションデハイス１２０が作動し
て第１段のロケットエンジン９４をロケット９２から排
出する。そのような分離は第１段のロケットエンジン９
４のケース１００の前方端部１０２において行われる。

第２段のロケットエンジン９６の燃焼室１１２の高温ガ
スが固体の推進剤のブレーン１０６の露出表面に着火さ
せる。生成したガスが第２段の燃焼室１１２を加圧して
２次的ガス放出のための源として使用され、さらに第２
段のケース１１６の壁の膜の引っ張り応力を維持する。

さらに、そのようなガスのノズル１０４を通る流れが所
望の第２段のロケットエンジンの推力を提供する。

第５図においては、本発明を伝統的な多段ロケット推進
システムに適用した実施例の部分断面図が示されている
。第５図においては、ロケット１１２は、長手軸線１２
３を有し、第１段のロケットエンジン１２４と第２段の
ロケットエンジン１２６を含む。

第１段のロケットエンジン１２４はケース１３０の後方
端部に収斂後拡開するタイプのノズル１２８を含む。

ケース１３０内には推進剤のブレーン（図示せず）が収
められ、これは好ましくは高燃焼速度で強力な推進剤で
ある。この推進剤のブレーンは中央燃焼室（図示せず）
を形成するために穴を設けたものとすることができる。

第１段のロケットエンジン１２４に着火するためにイグ
ナイタ１３２が設けられる。

第２段のロケットエンジン１２６は収斂後拡関するタイ
プのノズル１３４を含み、これは高燃焼速度の固体の推
進剤のブレーン１３８を有するケース１３６の後方端部
に取りつけられる。固体の推進剤のブレーン１３８は高
燃焼速度の推進剤であり、中央燃焼室１４０を形成する
中央穴を有する。遅い燃焼速度材料の層１４２が固体の
推進剤のブレーン１３８の中央燃焼室１４０を形成する
表面を覆う。前述した実施例のように、層１４２は固体
の推進剤のブレーン１３８が燃焼のために露出する前に
燃えてしまわなければならないものである。ケース１３
６の前方にはフォワードドーム１４４が取りつけられる
。イグナイタ１４６が第２段のロケットエンジン１２６
の推進剤のブレーン１３８に着火するために設けられる
。

第５図においては、第２段のロケットエンジン１２６の
ケース１３６の周面がインターステージ又はフェアリン
グ１４８によって第１段のロケットエンジン１２４のケ
ース１３０の周面に連結される。第１段のロケットエン
ジン１２４の燃焼が完了すると、ステージセパレーショ
ンデバイス１５０が作動して第１段のロケットエンジン
１２４及びインターステージ１４８をロケット１２２か
ら排出する。そのような分離はインターステージ１４８
の第２段のロケットエンジン１２６のケース１３６の周
面との取りつけ線において実施される。

本発明の最大の利点は第１図から第４図を参照して説明
したステージアンドハーフ又はステージアンドハーハー
ブズの構成と組み合わせて使用するときに発揮されるも
のであるけれども、重量についての利点は２次的なガス
放出システムが第５図に示されるような伝統的な推進シ
ステムと組み合わせられるときにも存在する。この構成
においては、第１段及び第２段の各々のために別個のイ
ブニラシランシステムが使用されるけれども、第２段は
第１段が燃焼している間に加圧され且つ２次的なガス放
出の源として使用されることができる。

多段推進システムの性質においては、第１段又は下方段
が第２段又は上方段よりも重量が重いのが固有のことで
ある。その結果、ロケットの重心は推進剤のブレーンが
燃焼するのにつれて、かつ段が排出されるにつれて前方
へ動く。

本発明はロケットの動力飛行中に現在の重心の回りにモ
ーメントを付与することによってロケットのピッチ、ヨ
ーイング、ロール回転を可能にするものである。これは
ロケットの前方位置から、ロケット軸線に対して大きな
角度でのあらゆる方向への短い持続時間のガス放出を行
うことによって実施される。特に下方段の作動において
は、前方位置から現在の重心への距離が大きいために、
これらのガス放出による小さな横方向のスラストがロケ
ットの現在の重心の回りに大きなモーメントを生成する
。このスラストベクトルコントロールモードにおいて、
このようなサブシステムは大気圏を越えた宇宙飛行の間
又はもっと低い高度での飛行の間に使用することができ
る。大気圏内の飛行の間又は水中飛行の間には、サブシ
ステムが追加のスラストベクトルコントロールのために
軸対称な選択された角度位置で連続的又はほぼ連続的な
放出によって飛行のＦ！！！擦を低下するための境界層
の制御のために使用されることができる。

そのような放出ガスは、例えば第１図及び第２図の実施
例の前方ハーフステージエンジン１６のフォワードドー
ム３８の中心、又は中心近くに設けたボートから吹き出
され、適切な制御弁によって調節され、これは第２段の
ロケットエンジン１６で燃焼する推進剤の燃焼の産物で
あり、その一部分が上述したように推進ガスとして与え
られるよりもむしろ関連するサブシステムの重量の低減
を達成するために作用するものである。本発明はロケッ
トの各々の段に別個にスラストベクトルコントロールシ
ステムを設ける必要をなくし、或いはスラストベクトル
コントロール及び／又はロケットの境界層の制御のため
に必要とされるかもしれない別の推進剤又はガスチャー
ジ及び関連するタンクをなくし或いはその大きさを小さ
くすることができる。

従って、本発明による多段ロケット及びその作動方法に
よれば、ロケットの利用可能な有効エネルギーを増加さ
せるとともにロケットの重量を低減させることができる
。

以上本発明の実施例について詳細に説明したが、本発明
の精神から離れることなく修正を行うことができること
を理解すべきである。本発明の詳細な説明した実施例に
のみ限定されるものではなく、特許請求の範囲により理
解されるものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明によるロケットの平面図、第２図は第１
図の線２−２に沿った断面図、第３図は本発明の第２実
施例の断面図、第４図は本発明の第３実施例の断面図、
第５図は伝統的な多段システムに本発明を適用した実施
例の断面図である。 １４・・・・・・第１段、　　　　１６・・・・・・第
２段、１８・３４・・・ケース、　　　２０・２４・・
・ノズル、２６・３０・・・推進剤、　　　２８・３２
・・・燃焼室、４２・・・・・・燃焼速度の遅い層。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、第１段が中央燃焼室とノズルを有する固体の推進剤
   のロケットエンジンであり、かつ第２段の後方端部に隣
   接するその前方端部において開口するケースを有し、該
   第２段が中央燃焼室とノズルを有する固体の推進剤のロ
   ケットエンジンであり、かつ前記その後方端部において
   第１段の開口端部と連続をなして開口するケースを有し
   、前記第１段及び前記第２段の着火が単一のイグニッシ
   ョンシステムの作動によってほぼ同時に行われるように
   した多段ロケットの作動を制御する方法であって、 前記第２段の固体の推進剤のロケットエンジンに最初に
   前記第１段の固体の推進剤のロケットエンジンが燃焼す
   る燃焼速度よりも遅い燃焼速度で燃焼を生じさせ、この
   遅い燃焼を前記第１段の固体の推進剤のロケットエンジ
   ンの燃焼が実質的に完了するまで続行させ、 よって前記第１段及び前記第２段が前記第１段の燃焼の
   間に加圧され、そのような加圧が前記第１段及び前記第
   ２段を前方方向に推進する前記第１段の推力の伝達によ
   ってもたらされる前記第１段及び前記第２段の圧縮応力
   を引っ張り応力を重ね合わせることによって低減させる
   とともに、さらに前記第１段の燃焼の間に２次的ガス放
   出のための源を提供するようにした多段ロケットの作動
   を制御する方法。 ２、下方段のロケットエンジンを具備し、該下方段のロ
   ケットエンジンが第１のノズルを含み、かつ第１の固体
   の推進剤と第１のケースを有し、該第１のケースが前方
   端部と後方端部とを有し、前記第１のノズルが該第１の
   ケースの後方端部に取りつけられ、 少なくとも１つの上方段のロケットエンジンを具備し、
   該少なくとも１つの上方段のロケットエンジンが第２の
   ノズルを含み、かつ第２の固体の推進剤と第２のケース
   を有し、該第２の固体の推進剤が前方端部と後方端部と
   を有し、該第２のケースが該第２の固体の推進剤の後方
   端部に開口し、かつ前記第２のノズルに取りつけられ、
   該第２の固体の推進剤が第２の燃焼室を形成する穴を有
   し、燃焼速度の遅い材料の第１の層が前記第２の燃焼室
   を形成する表面を覆い、 前記下方段及び前記少なくとも１つの上方段にほぼ同時
   に着火させるイグニッション手段を具備し、 前記燃焼速度の遅い材料の燃焼速度及び厚さが、前記イ
   グニッション手段の作動に際して、その燃焼が第１の固
   体の推進剤の実質的に完全な燃焼の間を通して続き、前
   記第２の中央燃焼室を形成する表面の露出及びそれによ
   る第２の固体の推進剤の燃焼を対応する時間だけ遅延さ
   せるように構成され、 よって少なくとも前記上方段が前記第１の固体の推進剤
   の燃焼の間に加圧され、そのような加圧がロケットの前
   方部分への前記下方段の推力の伝達によってもたらされ
   る前記上方段の圧縮応力を反作用する引っ張り応力を重
   ね合わせることによって低減させるとともに、さらに前
   記第１の固体の推進剤の燃焼の間に２次的ガス放出のた
   めの源を提供するようにした多段ロケット。 ３、前記第１の固体の推進剤が第１の中央燃焼室を形成
   する穴を含む請求項１に記載の多段ロケット。 ４、前記第１の固体の推進剤の燃焼の完了に際して前記
   下方段を排出する手段を含む請求項３に記載の多段ロケ
   ット。 ５、前記下方段及び前記第１の上方段の燃焼が単一のイ
   グニッション手段の作動により行われる請求項３に記載
   の多段ロケット。 ６、前記第１のケースの前方端部が開口し、前記第２の
   ケースの開口後方端部が前記第１のケースの前方開口端
   部と連続をなす請求項５に記載の多段ロケット。 ７、前記第１の固体の推進剤の燃焼の完了に際して前記
   下方段を排出する手段を含む請求項６に記載の多段ロケ
   ット。 ８、前記第２のケースが前記第２の固体の推進剤の前方
   端部において開口し、第３の固体の推進剤と第３のケー
   スを有する少なくとももう１つの上方段を具備し、該第
   ３の固体の推進剤が前方端部と後方端部とを有し、該第
   ３のケースが該第３の固体の推進剤の後方端部に開口し
   、該第３の固体の推進剤が第３の中央燃焼室を形成する
   穴を有し、かつ該第３の燃焼室を形成する表面を覆う燃
   焼速度の遅い材料の第２の層を含み、該燃焼速度の遅い
   材料の第２の層の燃焼速度及び厚さがその燃焼が第１の
   固体の推進剤及び第２の固体の推進剤の実質的に完全な
   燃焼の間を通して続き、前記第３の固体の推進剤の露出
   及びそれによる燃焼を対応する時間だけ遅延させるよう
   に構成され、よって前記少なくとももう１つの上方段が
   前記第１の固体の推進剤及び前記第２の固体の推進剤の
   燃焼の間に加圧され、前記第１の固体の推進剤及び前記
   第２の固体の推進剤の燃焼の間のそのような加圧が前記
   下方段の推力の伝達によってもたらされる前記全てのケ
   ースの圧縮応力を引っ張り応力を重ね合わせることによ
   って減少させるとともに、さらに２次的ガス放出のため
   の源を提供するようにした請求項３に記載の多段ロケッ
   ト。 ９、前記第１の固体の推進剤の燃焼の完了に際して前記
   下方段を排出する手段と、前記第２の固体の推進剤の燃
   焼の完了に際して前記第１の上方段を排出する手段を含
   む請求項８に記載の多段ロケット。 １０、前記第１の上方段のノズルが前記第１のケースの
   開口端部と連続をなし、前記第３のケースが前記第３の
   固体の推進剤の後方に第２の上方段のノズルを含み、前
   記第２の上方段のノズルが前記第２のケースの前方開口
   端部と連続をなす請求項８に記載の多段ロケット。 １１、前記全ての段の着火が単一のイグニッション手段
   の作動によりほぼ同時に行われる請求項８に記載の多段
   ロケット。 １２、前記第２のケースが前記第１のケースの開口端部
   と連続をなす請求項１１に記載の多段ロケット。 １３、前記第３のケースが前記第２のケースの前方開口
   端部と連続をなす請求項１２に記載の多段ロケット。 １４、前記第１の固体の推進剤の燃焼の完了に際して前
   記下方段を排出する第１の手段と、前記第２の固体の推
   進剤の燃焼の完了に際して前記第１の上方段を排出する
   第２の手段を含む請求項１３に記載の多段ロケット。