JP6375366B2 - 方向付け可能なロケットエンジン・システム - Google Patents

Description

本発明は、航空機のための方向付け可能なロケットエンジン・システムに関する。

限定的ではないが、本発明は、スペース・プレーン（宇宙往還機）用に使用することに特に適している。スペース・プレーンは、換言すれば、ターボシャフト・エンジンなどの空気吸込式推進手段、及びロケットエンジンなどの非空気吸込式推進手段の双方を装備した飛行機であり、これは、飛行機の通常の方法で地上から離陸し、少なくとも１００キロメートルの高度に到達し、遷音速又は超音速の速度でさえ飛行し、そしてその後、また飛行機の通常の方法で着陸することが可能である。

ロケットエンジンは、ノズル・ネック部で連結された燃焼室及びノズルを有し、またロケットエンジンを装備した航空機を飛行中に方向変更するためには、前記ロケットエンジンを方向変更のために制御することが有利であることが知られている。既知の方法でこれを実施するためには、燃焼室のノズル・ネック部の反対側の端部を航空機の構造に対して、例えば自在継手により関節式に連結し、この関節式に連結した燃焼室の端部に対して前記ロケットエンジンを回転させるために、アクチュエータなどの作動手段が設けられる。

現在行われているこの方法は、ノズルからガスを噴出するオリフィスが、前記関節式に連結した燃焼室の端部からロケットエンジンの全長分だけ離れているため、ノズルからガスを噴出する前記オリフィスの動きが横断方向に大きいという欠点を有している。したがって、航空機のロケットエンジンを取り囲むカウリングは、ノズルからガスを噴出するオリフィスの横断方向の動きを許容するため、大口径を備えなければならない。

このため、この大きなカウリングが、前記航空機の性能を損なう大きな空力抵抗源となっている。

本発明の目的は、これらの欠点を改善するものである。

この目的のため、本発明によれば、航空機のための方向付け可能なロケットエンジン・システムであって、前記ロケットエンジンが燃焼室及びノズルを有し、前記燃焼室及び前記ノズルがノズルのネック部で連結され、前記システムが、基準軸線を規定する基準姿勢に対して前記ロケットエンジンを方向付けることを可能にし、前記ロケットエンジンが前記基準姿勢にある時、基準軸線は、ノズルからガスを噴出するオリフィスに直交し、且つ前記ガス噴出オリフィスの中心を通っている、方向付け可能なロケットエンジン・システムにおいて、
前記システムが傾斜手段を有し、
前記傾斜手段により、前記ロケットエンジンが前記ノズルの隣接部分によって前記ノズル・ネック部に強固に連結され、
前記傾斜手段は、前記ノズル及び前記燃焼室を反対方向に傾斜させ、それにより前記ロケットエンジンは、ノズルからガスを噴出する前記オリフィスの中心が少なくともおおよそ前記基準軸線上に位置するように前記基準姿勢に対して傾斜した姿勢をとる
ことを特色とする。

本発明により、このようにしてノズルからガスを噴出する前記オリフィスの横断方向の動きが減少する。なぜなら、その傾斜半径もまた減少し、且つ、前記オリフィスの中心が基準軸線の近傍に留まるからである。したがってロケットエンジンのカウリングは、より小さい直径を有することができ、より小さな空力抵抗を引き起こすのみとすることができる。

有利な実施例では、前記傾斜手段が、角錐台形状を有する中空の支持構造を有し、ここで、
中空の支持構造は、第１の作動手段の作動下において第１の変形方向の両方向に変形可能であり、
中空の支持構造は、その小さい側の基部で前記ロケットエンジンを保持し、また
中空の支持構造の内部に、前記燃焼室が収容される。

前記中空の変形可能な支持構造は関節式連結棒の格子によって形成され、前記第１の作動手段は、前記格子の少なくとも１つの関節式連結棒に関節式に連結されたアクチュエータであることが好ましい。

空間内の任意の方向にロケットエンジンを傾斜させることができるように、前記傾斜手段は、角錐台形状を有する中空の基部構造をさらに有することが有利であり、ここで、
中空の基部構造は、その大きい側の基部により前記航空機に取り付けられ、
中空の基部構造は、第２の作動手段の作動下において、前記第１の変形方向と直交する第２の変形方向の両方向に変形可能であり、また
中空の基部構造は、その小さい側の基部で、前記中空の変形可能な支持構造を保持する。

支持構造と同様、中空の変形可能な基部構造は関節式連結棒の格子によって形成されていてもよく、また前記第２の作動手段は、前記格子の少なくとも１つの関節式連結棒に関節式に連結されたアクチュエータであってもよい。

前記基部構造の関節式連結格子及び前記支持構造の関節式連結格子は、前記傾斜手段のための中空の角錐台の骨組みを形成するために、都合よく重ねて置かれる。前記手段は、前記基部構造の格子と前記支持構造の格子とを組み付けるための中間フレームを有していてもよく、この中間フレームには、
前記支持構造の棒が、前記第１の変形方向に直交する第１の回転軸線周りに関節式に連結され、また
前記基部構造の棒が、前記第２の変形方向に直交する第２の回転軸線周りに関節式に連結される。

前記支持構造を変形させる前記第１の作動手段は、前記中間フレームに荷重をかけることが好ましい。

前記傾斜手段はさらに、前記基部構造の格子を航空機に組み合わせる基部フレームを有していてもよく、前記基部構造の格子の棒は、前記第２の変形方向に直交するそのような第２の回転軸線の周りに前記基部フレームに関節式に連結される。さらに、前記基部構造を変形させる前記第２の作動手段は、前記基部フレームに荷重をかけることが有利である。

前記傾斜手段は、前記ロケットエンジンを前記支持構造に取り付けるエンド・プレートを有していてもよく、前記支持構造の棒は、前記第１の変形方向に直交するそのような回転軸線の周りに前記エンド・プレートに関節式に連結される。

本発明はまた、上記で特定された方向付け可能なロケットエンジン・システムを有する航空機に関し、具体的にはスペース・プレーンに関する。

添付の図面の図により、本発明を実施可能な方法に関して明瞭な理解が得られるであろう。これらの図において、同一の参照記号は同類の要素を示す。

図１は、本発明による方向付け可能なロケットエンジンを装備したスペース・プレーンを俯瞰的に示す。 図２は、本発明によるロケットエンジンを傾斜させる手段をやはり俯瞰的に示し、ここでロケットエンジンは、方向的に中立な、その基準姿勢の状態にある。 図３は、図２の傾斜手段の平面図である。 図４は、図２の傾斜手段の左からの側面図である。 図５は、図２の傾斜手段の下からの側面図である。 図６は、第１の変形方向へのロケットエンジンの傾斜を、図４と比較して示す。 図７は、前記第１の変形方向と直交する第２の変形方向へのロケットエンジンの傾斜を、図５と比較して示す。 図８は、前記第１及び前記第２の直交する変形方向に同時に傾斜させることによって生じるロケットエンジンの組み合わされた傾斜を、図２と比較して示す。

本発明によれば、また図１に示すように、スペース・プレーン１は１段（ｏｎｅ ｓｔａｇｅ）のみを有し、遷音速飛行及び／又は超音速飛行が可能である。

このスペース・プレーン１は、前後軸線Ｌ−Ｌを有し、２つの側面ターボシャフト・エンジン２及び３、並びに前記スペース・プレーンの後部で、ガス排出オリフィス６を設けた基礎カウリング５内に配置されたロケットエンジン４を有する。図２から８に示すように、ロケットエンジン４は、ノズル・ネック部９で連結された燃焼室７及びノズル８を有する。ノズル８は、（図４から７に一点鎖線で概略的に示す）基礎カウリング５の排出オリフィス６に対向するように配置されたガス噴出オリフィス１０を有する。

ロケットエンジン４は、（基礎カウリング５内で）傾斜手段１１に取り付けられ、傾斜手段１１は、２つの直交する変形方向１２及び１３のそれぞれに関して、方向１２．１及び方向１２．２の両方向、並びに方向１３．１及び方向１３．２の両方向に変形可能である。傾斜手段１１は、第１に、関節式連結棒（ａｒｔｉｃｕｌａｔｅｄ ｂａｒ）の格子の角錐台の骨組１４を有し、第２に、アクチュエータ１５及び１６を有する。

角錐台の骨組１４は、その小さい側の基部でロケットエンジン４を保持する角錐台の支持構造１４Ａと、その小さい側の基部で角錐台の支持構造１４Ａを保持する角錐台の基部構造１４Ｂとを有する。角錐台構造１４Ａの大きい側の基部は、中間フレーム１７により角錐台構造１４Ｂの小さい側の基部に連結される。中間フレーム１７には、基部構造１４Ｂの関節式連結棒１８が、変形方向１３に直交する軸線１９周りに関節式に連結され、また支持構造１４Ａの関節式連結棒２０が、変形方向１２に直交する軸線２１周りに関節式に連結される。

角錐台の骨組１４はまた、構造１４Ｂの大きい側の基部の側に基部フレーム２２を有し、これが前記骨組をスペース・プレーン１の構造に連結するのを可能にする。基部構造１４Ｂの関節式連結棒１８は、変形方向１３に直交する軸線２３周りに基部フレーム２２と関節式に連結される。アクチュエータ１６が基部フレーム２２及び関節式連結棒１８の双方に関節式に連結され、基部フレーム２２に荷重をかけ、したがって変形方向１３と直交する軸線１９周り及び軸線２３周りの回転により、前記変形方向の方向１３．１及び方向１３．２の両方向に角錐台構造４Ｂを傾斜させることができる。

支持構造１４Ａは、基部構造１４Ｂの反対側の、その小さい側の基部上でロケットエンジン４を強固に連結させた方法で保持する。この目的のため、この小さい側の基部はエンド・プレート２４であり、そこへ前記ロケットエンジンは、ノズル・ネック部９に隣接するノズル８の部分により強固に連結され、それにより燃焼室７は、骨組１４の内部に位置する。支持構造１４Ａの関節式連結棒２０が、前記変形方向１２に直交する軸線２５周りにエンド・プレート２４に関節式に連結される。アクチュエータ１５が中間フレーム１７及び関節式連結棒２０の双方に関節式に連結され、中間フレーム１７に荷重をかけ、したがって傾斜方向１２と直交する軸線２１周り及び軸線２５周りの回転により、変形方向１２の方向１２．１及び方向１２．２の両方向に角錐台構造４Ａを傾斜させることができる。

このようにアクチュエータ１５及び１６を制御することにより、空間内にロケットエンジン４を方向付けることができる。

基準姿勢として機能する中立方向の姿勢Ｐ_０では（図２、図４及び図５参照）、ロケットエンジン４の軸線は姿勢ｍ_０−ｍ_０をとり、これはノズル８のガス噴出オリフィス１０に直交し、前記噴出オリフィスの中心Ｃを通過する。この姿勢ｍ_０−ｍ_０は、ロケットエンジン４の傾斜に対して基準軸線として機能する。

図６に示すように、アクチュエータ１５は伸縮により角錐台の支持構造１４Ａを変形方向１２の１つの方向１２．１又は他の方向１２．２に変形させる。支持構造１４Ａのこのような変形によりエンド・プレート２４が傾斜し、これによりロケットエンジン４は方向１２の方向１２．１、方向１２．２に傾斜した姿勢Ｐ_１をとり、ここでその軸線は、基準軸線ｍ_０−ｍ_０に対して傾斜した姿勢ｍ_１２−ｍ_１２をとる。これらの傾斜した姿勢Ｐ_１では、固定されたエンジン（モータ）４は、ノズル・ネック部９に隣接するノズル８の部分によりエンド・プレート２４に強固に連結されているため、燃焼室７とノズル８は、反対方向に傾斜する。この事実及び支持構造１４Ａの構成により、ノズル１０のガス噴出オリフィスの中心Ｃは、変形方向１２のこれらの傾斜した姿勢Ｐ_１で、基準軸線ｍ_０−ｍ_０上ではないとしても、基準軸線ｍ_０−ｍ_０の近傍に留まることができる。このようにして、ノズル１０の変形方向１２内の動きは、小さくすることができる。

同様に、図７に示すように、アクチュエータ１６は伸縮により角錐台の基部構造１４Ｂを変形方向１３の１つの方向１３．１又は他の方向１３．２に変形させる。基部構造１４Ｂのこのような変形により、中間プレート１７が傾斜し、これによりロケットエンジン４は変形方向１３の方向１３．１、方向１３．２に傾斜した姿勢Ｐ_２をとり、ここでその軸線は、基準軸線ｍ_０−ｍ_０に対して傾斜した姿勢ｍ_１３−ｍ_１３をとる。これらの傾斜した姿勢Ｐ_２では、固定されたエンジン４は、ノズル・ネック部９に隣接するノズル８の部分によりエンド・プレート２４に強固に連結されているため、燃焼室７とノズル８はやはり反対方向に傾斜する。この事実及び基部構造１４Ｂの構成により、ノズル１０のガス噴出オリフィスの中心Ｃは、変形方向１３内のこれらの傾斜した姿勢Ｐ_２で、基準軸線ｍ_０−ｍ_０上ではないとしても、基準軸線ｍ_０−ｍ_０の近傍に留まることができる。したがって、ノズル１０の変形方向１３内の動きは、小さくすることができる。

勿論、図８に示すように、ロケットエンジン４に、変形方向１２及び変形方向１３の両方向に傾斜した姿勢Ｐ_３をとらせるよう、アクチュエータ１５及び１６を同時に作動させることができる。

Claims (12)

1. 航空機のための方向付け可能なロケットエンジン・システムであって、前記ロケットエンジン（４）は燃焼室（７）及びノズル（８）を有し、前記燃焼室（７）及び前記ノズル（８）はノズル・ネック部（９）によって一体に連結され、前記システムは、基準軸線（ｍ_０−ｍ_０）を規定する基準姿勢（Ｐ_０）に対して、前記ロケットエンジン（４）を方向付けることを可能とし、前記ロケットエンジン（４）が前記基準姿勢（Ｐ_０）にある時、前記基準軸線（ｍ_０−ｍ_０）は、前記ノズルからガスを噴出するオリフィス（１０）に直交し、且つ前記ガス噴出オリフィス（１０）の中心（Ｃ）を通っている、方向付け可能なロケットエンジン・システムにおいて、
   前記システムが傾斜手段（１１）を有し、
   前記ロケットエンジン（４）が、前記ノズル・ネック（９）に隣接する前記ノズル（８）の部分で前記傾斜手段に強固に連結され、また
   前記傾斜手段が前記ノズル（８）及び前記燃焼室（７）を反対方向に傾斜させ、それにより前記ロケットエンジンが前記基準姿勢（Ｐ_０）に対して傾斜した姿勢（Ｐ_１、Ｐ_２、Ｐ_３）をとり、該姿勢において、前記ノズル（８）からガスを噴出する前記オリフィス（１０）の中心（Ｃ）が、少なくともおおよそ前記基準軸線（ｍ_０−ｍ_０）上に位置する
   ことを特徴とする、方向付け可能なロケットエンジン・システム。
2. 前記傾斜手段（１１）が、角錐台形状を有する中空の支持構造（１４Ａ）を有し、
   前記中空の支持構造は、第１の作動手段（１５）の作動下において、第１の変形方向（１２）の両方向（１２．１、１２．２）に変形可能であり、
   前記中空の支持構造は、その小さい側の基部（２４）で前記ロケットエンジン（４）を保持し、また
   前記中空の支持構造は、その内部に前記燃焼室（７）を収容する
   ことを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
3. 前記中空の変形可能な支持構造（１４Ａ）が、関節式連結棒（２０）の格子によって形成されていることを特徴とする、請求項２に記載のシステム。
4. 前記傾斜手段（１１）が、角錐台形状を有する中空の基部構造（１４Ｂ）をさらに有し、
   前記中空の基部構造は、その大きい側の基部（２２）により前記航空機に取り付けられ、
   前記中空の基部構造は、第２の作動手段（１６）の作動下において、前記第１の変形方向（１２）と直交する第２の変形方向（１３）の両方向（１３．１及び１３．２）に変形可能であり、また
   前記中空の基部構造は、その小さい側の基部（１７）で前記中空の変形可能な支持構造（１４Ａ）を保持する
   ことを特徴とする、請求項２又は請求項３に記載のシステム。
5. 前記中空の変形可能な基部構造（１４Ｂ）が、関節式連結棒（１８）の格子によって形成されていることを特徴とする、請求項４に記載のシステム。
6. 前記基部構造（１４Ｂ）の前記格子及び前記支持構造（１４Ａ）の前記格子が重ねて置かれ、それによって前記傾斜手段（１１）用の中空の角錐台の骨組み（１４）を形成することを特徴とする、請求項３の記載を引用する請求項５に記載のシステム。
7. 前記傾斜手段（１１）が、前記基部構造（１４Ｂ）の前記格子及び前記支持構造（１４Ａ）の前記格子を組み付けるための中間フレーム（１７）を有し、前記中間フレーム（１７）上において、
   前記支持構造（１４Ａ）の前記棒（２０）が、前記第１の変形方向（１２）に直交する第１の回転軸線（２１）周りに関節式に連結され、また
   前記基部構造（１４Ｂ）の前記棒（１８）が、前記第２の変形方向（１３）に直交する第２の回転軸線（１９）周りに関節式に連結されている
   ことを特徴とする、請求項６に記載のシステム。
8. 前記支持構造を変形させる前記第１の作動手段（１５）が前記中間フレーム（１７）に荷重をかけることを特徴とする、請求項７に記載のシステム。
9. 前記傾斜手段（１１）が、前記基部構造（１４Ｂ）の前記格子を前記航空機に組み付けるための基部フレーム（２２）を有し、前記基部構造の前記格子の棒（１８）が、前記第２の変形方向に直交する第２の回転軸線（２３）周りに前記基部フレーム（２２）に関節式に連結されることを特徴とする、請求項５から８までのいずれか一項に記載のシステム。
10. 前記基部構造（１４Ｂ）を変形させる前記第２の作動手段（１６）が前記基部フレーム（２２）に荷重をかけることを特徴とする、請求項９に記載のシステム。
11. 前記傾斜手段（１１）が、前記ロケットエンジン（４）を前記支持構造（４Ａ）に取り付けるためのエンド・プレート（２４）を有し、前記支持構造の前記棒（２０）が、前記第１の変形方向に直交する第１の回転軸線（２５）周りに、前記エンド・プレート（２４）に関節式に連結されることを特徴とする、請求項４から９までのいずれか一項に記載のシステム。
12. 請求項１から１１までのいずれか一項に特定される方向付け可能なロケットエンジン・システムを有することを特徴とする航空機。

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