特表 2024-513941 広い間隔の複数のスラスト室を有する環状エアロスパイクノズル、その環状エアロスパイクノズルを含むエンジン、及びそのエンジンを含むビークル

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公表特許公報(A)

(11)【公表番号】

(43)【公表日】2024-03-27

(54)【発明の名称】広い間隔の複数のスラスト室を有する環状エアロスパイクノズル、その環状エアロスパイクノズルを含むエンジン、及びそのエンジンを含むビークル

(51)【国際特許分類】

   B64G 1/00 20060101AFI20240319BHJP

   B64G 1/58 20060101ALI20240319BHJP

【ＦＩ】

B64G1/00 C

B64G1/58

【審査請求】未請求

【予備審査請求】未請求

(21)【出願番号】P 2023562196

(86)(22)【出願日】2022-04-13

(85)【翻訳文提出日】2023-12-08

(86)【国際出願番号】 US2022071688

(87)【国際公開番号】W WO2022251763

(87)【国際公開日】2022-12-01

(31)【優先権主張番号】63/236,002

(32)【優先日】2021-08-23

(33)【優先権主張国・地域又は機関】US

(31)【優先権主張番号】63/174,323

(32)【優先日】2021-04-13

(33)【優先権主張国・地域又は機関】US

(81)【指定国・地域】

(71)【出願人】

【識別番号】522165946

【氏名又は名称】ストーク スペース テクノロジーズ インコーポレイテッド

(74)【代理人】

【識別番号】100108833

【弁理士】

【氏名又は名称】早川 裕司

(74)【代理人】

【識別番号】100162156

【弁理士】

【氏名又は名称】村雨 圭介

(72)【発明者】

【氏名】トーマス ライアン マカルー

(72)【発明者】

【氏名】トーマス フェルドマン

(72)【発明者】

【氏名】アンドリュー ラプサ

(72)【発明者】

【氏名】ザッカリー サンダー

(57)【要約】

【解決手段】
上段ロケット等のビークルのための環状エアロスパイクノズルが開示される。環状エアロスパイクノズルは、センターボディと、センターボディの周りに間隔を置いて配置された複数のスラスト室と、を含む。各スラスト室は、スロートと、スロートの後方に延びるノズル部分と、を含む。ノズル部分はその後端に出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔを有する。各スラスト室は、隣接するスラスト室からＤ_{ｓｐａｃｅ}≧Ｍ×Ｄ_ｅｘｉｔとなる間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}だけ離間し、ＭはＭ≧１を満たす。
【選択図】図１３

【特許請求の範囲】

【請求項1】

センターボディと、
前記センターボディの周りに間隔を置いて配置された複数のスラスト室と、を備え、
各スラスト室が、
スロートと、
前記スロートの後方に延びるノズル部分と、を含み、
前記ノズル部分がその後端に出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔを有し、
各スラスト室が、隣接するスラスト室からＤ_{ｓｐａｃｅ}≧Ｍ×Ｄ_ｅｘｉｔとなる間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}だけ離間し、ＭがＭ≧１を満たす、環状エアロスパイクノズル。

【請求項2】

前記センターボディが円形の輪郭を有し、前記複数のスラスト室が前記センターボディの前記円形の輪郭の周囲に間隔を置いて配置される、請求項１に記載の環状エアロスパイクノズル。

【請求項3】

前記間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}が、隣接するスラスト室間の円弧長として定義される、請求項２に記載の環状エアロスパイクノズル。

【請求項4】

前記間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}が、隣接するスラスト室間の翼弦長として定義される、請求項２に記載の環状エアロスパイクノズル。

【請求項5】

前記スラスト室が前記センターボディの周りに均一に間隔を置いて配置される、請求項１に記載の環状エアロスパイクノズル。

【請求項6】

各スラスト室のノズル部分の出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔが直径である、請求項１に記載の環状エアロスパイクノズル。

【請求項7】

センターボディと、
前記センターボディの周りに間隔を置いて配置された複数のスラスト室と、を備え、
各スラスト室が、
推力用のガスを発生する高圧室と、
前記高圧室の後方に延び前記高圧室によって発生した前記ガスを排出するノズル部分であって、その後端に出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔを有するノズル部分と、
前記高圧室を前記ノズル部分に接続するスロートと、を含み、
各スラスト室が、隣接するスラスト室からＤ_{ｓｐａｃｅ}≧Ｍ×Ｄ_ｅｘｉｔとなる間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}だけ離間し、ＭがＭ≧１を満たす、エンジン。

【請求項8】

センターボディと前記センターボディの周りに間隔を置いて配置された複数のスラスト室とを含むエンジンを備え、
各スラスト室が、
推力用のガスを発生する高圧室と、
前記高圧室の後方に延び前記高圧室によって発生した前記ガスを排出するノズル部分であって、後端に出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔを有するノズル部分と、
前記高圧室を前記ノズル部分に接続するスロートと、を含み、
各スラスト室が、隣接するスラスト室からＤ_{ｓｐａｃｅ}≧Ｍ×Ｄ_ｅｘｉｔとなる間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}だけ離間し、ＭがＭ≧１を満たす、ビークル。

【請求項9】

前記ビークルの本体の後端に配置されたスラスタマウントを更に備え、前記スラスタマウントが、これを貫通して前記ビークルの本体の中心線に平行な方向に延びる複数の開口を有し、各開口が前記スラスト室の１つを受け入れるように構成される、請求項８に記載のビークル。

【請求項10】

前記センターボディが前記ビークルの本体の中心線に対して非軸対称である、請求項９に記載のビークル。

【請求項11】

前記センターボディ及び前記スラスタマウントがヒートシールドの少なくとも一部を画定する、請求項９に記載のビークル。

【請求項12】

前記センターボディが円形の輪郭を有し、前記複数のスラスト室が前記センターボディの前記円形の輪郭の周囲に間隔を置いて配置される、請求項８に記載のビークル。

【請求項13】

前記間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}が、隣接するスラスト室間の円弧長として定義される、請求項１２に記載のビークル。

【請求項14】

前記間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}が、隣接するスラスト室間の翼弦長として定義される、請求項１２に記載のビークル。

【請求項15】

前記スラスト室が前記センターボディの周りに均一に間隔を置いて配置される、請求項８に記載のビークル。

【請求項16】

各スラスト室のノズル部分の出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔが直径である、請求項８に記載のビークル。

【請求項17】

前記ビークルが上段ロケットである、請求項８に記載のビークル。

【発明の詳細な説明】

【関連出願への相互参照】

【0001】

本出願は、２０２１年８月２３日に出願された米国仮特許出願第６３／２３６，００２号及び２０２１年４月１３日に出願された米国仮特許出願第６３／１７４，３２３号に基づく優先権を主張し、それらの内容は、参照によりそれらの全体がここに組み込まれる。

【技術分野】

【0002】

本開示は、一般に、排気ノズルを有する推進システムに関する。より具体的には、本開示は、広い間隔の複数のスラスト室を有する環状エアロスパイクノズル、その環状エアロスパイクノズルによって少なくとも部分的に画定される非軸対称ヒートシールド、その環状エアロスパイクノズルを含むエンジン、及びそのエンジンを含むビークルに関する。

【背景技術】

【0003】

ロケットのための航空機同様の再使用可能性は、大きな費用便益が見込めるため、長い間ロケット研究の「至高の目標(holy grail)」であった。多段式ロケットシステムの上段ロケット（例えば、２段式ロケットシステムの第２段ロケット）を回収及び再使用する能力は、当該産業によって未だ解決されていない重要な技術格差のままである。多段式ロケットの上段の再使用は、過酷な再突入環境と、再突入環境に耐えて正確な着陸位置にビークルを誘導するために必要な構造質量の増加に関連する性能ペナルティとにより、難易度が高い。上段ロケットは、典型的には最小の構造及び複雑さで構築され、これは、第２段への質量の追加が、ペイロード容量における１：１減少となるからである。従って、上段ロケットを再使用するには、大幅な追加的機能性だけでなく、質量負荷が最小限であることが要求される。

【0004】

惑星大気内を極超音速以上で移動するロケット及び他のビークル（例えば、宇宙再突入ビークル、航空機、ミサイル等）は、そのような高速で生じる加熱からそれら自身を保護する手段を必要とする。そのような加熱を軽減するための従来の解決策は、以下の１つ以上の使用を含む。（ｉ）融除材料(ablative materials)、これは熱分解を受け、境界層を下流に移動して保護膜層を形成するガスを生じる。（ｉｉ）高温材料（例えば、セラミクス、炭素－炭素等）。（ｉｉｉ）複合材料、これはベース材料を断熱し、そこからの熱を放射する。（ｉｖ）蒸散冷却、これは半多孔質壁を通過するガスによって提供される薄い保護フィルムの使用を伴う。加熱を軽減するためのこれらの従来の解決策は、再使用可能なビークル等の特定の用途に対して、コスト、運用、及び質量に悪影響を及ぼす。従って、そのようなヒートシールドで保護しなければならないビークルの面積及び関連する質量を最小限に抑えることが有利である。

【0005】

再使用可能な宇宙再突入ビークルの運用コストと所要時間を削減するには、着陸イベント中のビークルへの損傷を制限するように構成された正確な位置（例えば、準備されたコンクリート表面又は着陸ゾーン）に着陸すべくビークルを制御することが有利である。

【0006】

制御された着陸を達成するには、大気圏突入中には操縦し、飛行中には軌道の外乱に対抗する能力が必要である。上段ロケットに従来用いられてきた非常に大きなノズルエンジン（例えばベルノズルエンジン）には、上段ロケットの推進着陸システムとしてのそれらの使用を妨げる制限がある。特に、大型ノズルエンジンは、典型的には真空中でのみ効率が最適化されているので、大気圏での動作中（つまり、再突入や着陸中）の性能は比較的劣っている。また、大型ノズルエンジンは非常に薄く、大気中で激しい流れ分離や横荷重を受けるので、再突入中の保護が困難である。制御された着陸を可能にするために上段ロケットに二次推進システムを追加することは、有害なコストと質量への影響により実現不可能である。

【0007】

これら及び他の問題を克服するための出願人の最近の努力は、エアロスパイクノズルエンジンの使用に焦点を当てている。エアロスパイクノズルエンジンは、圧力抵抗によるノズル効率の損失を最小限に抑え、これにより大気圏内で低いスロットルレベルでの動作を可能にする一方、大型ノズルエンジンでは流れ分離が発生する結果、非定常推力振動、非定常推力ベクタリング、及びエンジン又はビークルの損傷が生じる。図１を参照すると、従来技術のエアロスパイクエンジン１１４は、少なくとも１つの高圧室１５０（例えば、燃焼室）とエアロスパイクノズル１１２とを含む。図２を参照すると、従来技術のエアロスパイクノズル１１２は、排出ガスが最初に高圧室１５０を出る少なくとも１つの初期ノズル部分１５２と、初期ノズル部分１５２に対して下流の二次ノズル部分１５３と、を含む。初期ノズル部分１５２は、少なくとも１つのスロート１５４を含み、典型的には収束／発散ノズルの形態である。二次ノズル部分１５３は、内側拡張面１５５を画定するセンターボディ１４０（例えば、エアロスパイク）（図１参照）を含む。従来技術のエアロスパイクエンジン１１４とその改良については、同一出願人による２０１９年１１月２７日出願の米国仮特許出願第６２／９４１，３８６号、及び２０２０年８月２７日に出願され米国仮特許出願第６２／９４１，３８６号の優先権を主張する国際特許出願第ＰＣＴ／ＵＳ２０２０／０４８１７８号においてより詳細に論じられており、それらの内容は、参照によりそれらの全体がここに組み込まれる。

【0008】

図２を参照すると、従来技術のエアロスパイクエンジン１１４の図示した実施形態では、スロート１５４は、対向する収束面１７０、１７２を有する上流の収束セクションと、対向する発散面１６４、１６６を有する下流の発散セクションと、の間の移行部を画定する。発散面１６４、１６６は、それらの間に初期ノズルキャビティ１２５を画定する。内側発散面１６４は、二次ノズル部分１５３のセンターボディ１４０によって画定される内側拡張面１５５と連続している（例えば、少なくとも実質的に面一である）。初期ノズル部分１５２の外側後端１６８は、外側発散面１６６を画定している壁の後端によって画定される。図２に示すもののような従来技術の実施形態では、初期ノズル部分１５２は、しばしば「一次ノズル」と称される。

【0009】

図１～２に示すものを含む従来技術のエアロスパイクエンジン１１４のいくつかの実施形態では、エンジン１１４は、いわゆる「プラグクラスタ」構成を有する。これらの構成では、エンジン１１４は、互いに離間した複数の別個の高圧室１５０と、互いに離間した複数の別個の初期ノズル部分１５２と、を含む。各初期ノズル部分１５２は、対応する高圧室１５０に対して配置され、それぞれの高圧室１５０から出るガスを排出するように構成されている。各高圧室１５０及び初期ノズル部分１５２の対は、当該技術分野では「スラスト缶４８(thrust can)」又は「スラスト室(thrust chamber)」として知られている。各スラスト室の初期ノズル部分１５２は、初期ノズル部分１５２の軸１７４の周りに環状に延びる別個のスロート１５４を含む。このような従来技術の実施形態では、スロート１５４の収束面１７０、１７２は、軸１７４の周りに環状に延びる連続面を形成し、スロート１５４の発散面１６４、１６６は、軸１７４の周りに環状に延びる連続面を形成する。場合によっては、収束面１７０、１７２及び／又は発散面１６４、１６６は、軸１７４に対して軸対称である。図１に示すようなトロイダル（例えば、環状）エアロスパイク構成では、スラスト室は、エンジン１１４が配置されるビークルの中心線１１６の周りに円周方向に間隔を置いて配置される。

【0010】

「プラグクラスタ」構成に関して、従来技術は、最適な推力性能及び流れ分離を達成し、効率損失を最小限に抑えるために、各スラスト室（すなわち、各別個の高圧室１５０及びその対応する初期ノズル部分１５２）を、円周方向に隣接するスラスト室に可能な限り近づけて配置することを教示している。

【0011】

ビークルは、操縦性に加えて、大気圏再突入中に減速して制御された着陸を達成するために、十分な揚力能力も備えていなければならない。正確な着陸を達成した従来技術の再突入ビークルは、典型的には、スペースシャトル等の揚力体であった。これらのビークルは大きな揚抗比と実質的な操縦能力を実現したが、翼のあるビークルの下側に大きなヒートシールド領域及び能動制御されるいくつかの空気力学的表面の費用が伴う。他の従来技術による再突入体は、ビークルの比較的小さなベース領域のみを再突入環境に曝すことによって、ヒートシールドの追加質量を最小限に抑えていた。これらの再突入体は、大気圏再突入中に速度を落とし、ある程度制御された着陸を達成するのに十分な揚抗比を生成したが、推進システムや他の操縦手段が欠如しており、正確な位置に着陸することができなかった。

【0012】

そのような従来技術のビークルの１つは、アポロ宇宙船の再突入ビークル２１６であり、これは図３及び４に概略的に示されている。この従来技術のビークル２１６は、その前端２２０とそれに対向する後端２２２との間の直線中心線２３０に沿って延びるカプセルの形態であった。後端２２２は、大気圏再突入中のビークル２１６の風上側を画定していた。従来技術のビークル２１６は、風上側のヒートシールド外面を画定するヒートシールド２４０と、中心線２３０に平行な面２３８，２３９に対して３３度（３３°）の角度θ（以下、「側壁角度θ」という）で配置された環状側壁２３６と、を含んでいた。ヒートシールド表面２４０及びビークル２１６は全体として、中心線２３０に対して少なくとも実質的に軸対称であった。図３を参照すると、従来技術のビークル２１６は、最初にいわゆるゼロ迎え角で大気圏に再突入し、この場合、ビークル２１６は、中心線２３０が進行方向２６０と平行になるように方位づけられていた。ゼロ迎え角方位では、ビークル２１６の重心２６２及び圧力中心２６４は、進行方向２６０に対してオフセットされた面２６６内にあった。

【0013】

飛行中、ビークル２１６に対する空気力学的揚力及び抗力は、重心２６２の周りにピッチングモーメントを生成し、ビークル２１６は、それらのモーメントがバランスする方位を自然にとり、これは空気力学的トリムポイントとして知られている。図４に示すこの方位では、ビークル２１６の重心２６２及び圧力中心２６４は、進行方向２６０と平行な面２６６内にあることになる。この方位では、ビークル２１６の両サイドは、進行方向２６０と平行な面２７０、２７１に対してそれぞれ異なる角度φ１、φ２で配置されることになる。従来技術のビークル２１６の重心２６２及び圧力中心２６４は、大気圏再突入中に特定の非ゼロの迎え角を達成するように選択されることになる。これは、迎え角の増加によりビークル２１６の揚抗比が増加するためである。ビークル２１６に対して進行方向２６０と反対の方向に移動している高エンタルピー流２６８に対する側壁２３６の壊滅的な曝露の可能性をも回避しながら、十分に高い揚抗比を達成するには、従来技術のビークル２１６は、比較的急な側壁角度θを有するように設計される必要があった（すなわち、側壁角度θが比較的大きい）。

【0014】

側壁角度θの大きさは、ビークル２１６の体積に反比例するので、急峻な側壁角度θを伴う設計は、用途によっては望ましくない場合がある。例えば、ビークル２１６の目的が貨物を配送することである場合、側壁角度θが急であるということは、貨物を保管するための容積が少なくなることを意味する。

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0015】

本発明の態様は、これらの及び他の問題に向けられている。

【課題を解決するための手段】

【0016】

本発明の一態様によると、ビークル、例えば上段ロケットのための環状エアロスパイクノズルは、センターボディと、センターボディの周りに間隔を置いて配置された複数のスラスト室と、を含む。各スラスト室は、スロートと、スロートの後方に延びるノズル部分と、を含み、ノズル部分はその後端に出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔを有する。各スラスト室は、隣接するスラスト室からＤ_{ｓｐａｃｅ}≧Ｍ×Ｄ_ｅｘｉｔとなる間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}だけ離間し、ＭはＭ≧１を満たす。

【0017】

本発明の別の態様によると、エンジンは、センターボディと、センターボディの周りに間隔を置いて配置された複数のスラスト室と、を含む。各スラスト室は、推力用のガスを発生する高圧室と、高圧室の後方に延び高圧室によって発生したガスを排出するノズル部分と、高圧室をノズル部分に接続するスロートと、を有する。各スラスト室のノズル部分は、その後端に出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔを有する。各スラスト室は、隣接するスラスト室からＤ_{ｓｐａｃｅ}≧Ｍ×Ｄ_ｅｘｉｔとなる間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}だけ離間し、ＭはＭ≧１を満たす。

【0018】

本発明の別の態様によると、ビークルは、センターボディとセンターボディの周りに間隔を置いて配置された複数のスラスト室とを含むエンジンを含む。各スラスト室は、推力用のガスを発生する高圧室と、高圧室の後方に延び高圧室によって発生したガスを排出するノズル部分と、高圧室をノズル部分に接続するスロートと、を有する。各スラスト室のノズル部分は、その後端に出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔを有する。各スラスト室は、隣接するスラスト室からＤ_{ｓｐａｃｅ}≧Ｍ×Ｄ_ｅｘｉｔとなる間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}だけ離間し、ＭはＭ≧１を満たす。

【0019】

本発明の別の態様によると、ビークルの風上側を高エンタルピー流から保護するためのヒートシールドは、センターボディ側壁と、センターボディ側壁の後方に延びるセンターボディ基部と、を含む。センターボディ側壁とセンターボディ基部とが非軸対称のヒートシールド外面を画定する。

【0020】

本発明の別の態様によると、エアロスパイクノズルは、スロートと、スロートの後方に延びるセンターボディと、を含む。センターボディは、拡張面を画定するセンターボディ側壁と、センターボディ側壁の後方に延びるセンターボディ基部と、を含む。センターボディ側壁とセンターボディ基部とが非軸対称のヒートシールド外面を画定する。

【0021】

本発明の別の態様によると、エンジンは、高圧室と、高圧室によって生成されたガスを排出するエアロスパイクノズルと、を含む。エアロスパイクノズルは、スロートと、スロートの後方に伸びるセンターボディと、を含む。センターボディは、拡張面を画定するセンターボディ側壁と、センターボディ側壁の後方に延びるセンターボディ基部と、を含む。センターボディ側壁とセンターボディ基部とが非軸対称のヒートシールド外面を画定する。

【0022】

本発明の別の態様によると、ビークルは、高圧室と高圧室によって生成されたガスを排出するエアロスパイクノズルとを含むエンジンを含む。エアロスパイクノズルは、スロートと、スロートの後方に伸びるセンターボディと、を含む。センターボディは、拡張面を画定するセンターボディ側壁と、センターボディ側壁の後方に延びるセンターボディ基部と、を含む。センターボディ側壁とセンターボディ基部とが非軸対称のヒートシールド外面を画定する。

【0023】

本発明の別の態様によると、多段式ロケットシステムの再使用可能な上段ロケットは、再突入ヒートシールド表面を上段ロケットの基部に含む。再突入ヒートシールド表面は、ゼロ迎え角で揚力を生成する非軸対称形状を有する。

【0024】

上述の特徴の１つ以上に加えて、又はその代替として、本発明の更なる態様は、以下の特徴の１つ以上を、個別に又は組み合わせにおいて含むことができる。
・センターボディ側壁とセンターボディ基部とが集合的に鈍頭体(blunt body)を形成する。
・センターボディ側壁が円錐形状の剛性壁を含む。
・センターボディ側壁が切頂斜円錐形状を有する。
・センターボディ基部が、半球形状、円錐台形状、多円錐形状、及び楕円体形状の少なくとも１つを有する。
・センターボディ側壁及びセンターボディ基部のうちの少なくとも一方が能動的に冷却される。
・センターボディが切頂トロイダルエアロスパイクである。
・ビークルが上段ロケットである。
・ビークルが大気圏再突入ビークルである。
・センターボディが切頂トロイダルエアロスパイクであり、センターボディ基部がビークルの後端を部分的に画定する。
・ビークルが、ビークルの前端を画定する本体部分と、ビークルの後端を画定する基部部分と、を含み、本体部分が、本体部分の前端と本体部分の後端との間の方向に延びる本体中心線に対して少なくとも実質的に軸対称である。
・ヒートシールド外面が本体中心線に対して非軸対称である。
・ヒートシールド外面が、大気圏再突入中にセンターボディに作用する正味の空気力学的な力が本体中心線に対してある角度となるように構成される。
・ヒートシールド外面が、ゼロ迎え角での大気圏再突入中にセンターボディに作用する正味の空気力学的な力が揚力を生成するように構成される。
・エンジン及びエアロスパイクノズルが、エアロスパイクノズルが高圧室によって生成されたガスをビークルの後端に向かう方向に排出するように構成される。
・センターボディ側壁とセンターボディ基部がヒートシールドの構成要素である。
・センターボディが円形の輪郭を有し、複数のスラスト室がセンターボディの円形の輪郭の周囲に間隔を置いて配置される。
・間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}が、隣接するスラスト室間の円弧長として定義される。
・間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}が、隣接するスラスト室間の翼弦長(chord length)として定義される。
・複数のスラスト室がセンターボディの周りに均一に間隔を置いて配置される。
・各スラスト室のノズル部分の出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔが直径である。
・ビークルの本体の後端にスラスタマウントが配置され、スラスタマウントが、これを貫通してビークルの本体の中心線に平行な方向に延びる複数の開口を有し、各開口がスラスト室の１つを受け入れるように構成される。
・センターボディがビークルの本体の中心線に対して非軸対称である。
・センターボディ及びスラスタマウントがヒートシールドの少なくとも一部を画定する。
・センターボディが円形の輪郭を有し、複数のスラスト室がセンターボディの円形の輪郭の周囲に間隔を置いて配置される。
・間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}が、隣接するスラスト室間の円弧長として定義される。
・間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}が、隣接するスラスト室間の翼弦長として定義される。
・複数のスラスト室がセンターボディの周りに均一に間隔を置いて配置される。
・各スラスト室のノズル部分の出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔが直径である。

【0025】

本発明のこれらの及び他の態様は、以下に提供される図面及び詳細な説明に照らして明らかになるはずである。

【図面の簡単な説明】

【0026】

【図1】図１は従来技術のエアロスパイクエンジン及びノズルを概略的に示している。

【0027】

【図2】図２は図１の従来技術のエアロスパイクエンジン及びノズルの一部を概略的に示している。

【0028】

【図3】図３はゼロ迎え角方位にある軸対称ヒートシールドを有する従来技術のビークル（すなわち、アポロ宇宙船の再突入ビークル）を概略的に示している。

【0029】

【図4】図４は非ゼロ迎え角方位にある図３の従来技術のビークルを概略的に示している。

【0030】

【図5】図５は本発明の非軸対称ヒートシールドを有する上段ロケットを含む２段式ロケットシステムの正面図である。

【0031】

【図6】図６は図５の２段式ロケットシステムの分解正面図である。

【0032】

【図7】図７は図５の上段ロケットの斜視図である。

【0033】

【図8】図８はゼロ迎え角方位にある図５の上段ロケットの正面図である。

【0034】

【図9】図９は非ゼロ迎え角方位にある図５の上段ロケットの正面図である。

【0035】

【図10】図１０は図５の上段ロケットの後端の正面図である。

【0036】

【図11】図１１は図５の上段ロケットの環状エアロスパイクエンジン及びノズルの一部を概略的に示している。

【0037】

【図12】図１２は図５の上段ロケットの後端の平面図である。

【0038】

【図13】図１３は図１２の平面図の拡大部分である。

【発明を実施するための形態】

【0039】

図６～９を参照すると、本開示は、非軸対称ヒートシールド１０、ヒートシールド１０の少なくとも一部によって画定されるノズル１２、ノズル１２を含むエンジン１４、及びエンジン１４を含むビークル１６について説明する。

【0040】

ビークル１６は、ロケット（例えば、多段式ロケット、単段式宇宙輸送機(single-stage-to-orbit)（ＳＳＴＯ）ロケット、上段ロケット、ブースターロケット等）、ミサイル、宇宙船、航空機、あるいは大気中、準軌道、軌道、地球外、及び／又は惑星間空間環境における少なくとも超音速（例えば、超音速、極超音速、再突入速度等）までの移動（例えば、飛行）用に設計された他のビークルである。図５を参照すると、図示した実施形態では、ビークル１６は、２段式ロケットシステム１８の再使用可能な第２段ロケットである。図６及び７を参照すると、ビークル１６は、前端２０とそれに対向する後端２２との間に延在する。ビークル１６は、前端２０に近接したペイロードハウジング２４と、後端２２に近接したエンジン１４と、を含む。後端２２は、例えば大気圏再突入中にビークル１６の風上側を画定する。

【0041】

図８及び９を参照すると、ビークル１６は、ビークル１６の前端２０を画定する本体部分２６と、ビークル１６の後端２２を画定する基部部分２８と、を含む。本体部分２６は、その外面が、本体部分２６の前端（すなわち、ビークル１６の前端２０）と本体部分２６の後端との間の方向に延びる本体中心線３０（例えば、本体部分２６の最前点の接線に垂直な直線中心線）に対して少なくとも実質的に軸対称になるような形状である。基部部分２８は、ヒートシールド外面を画定するヒートシールド１０を含み、ヒートシールド１０は、例えば、大気圏再突入中にビークル１６の風上側にある。ヒートシールド１０は、ヒートシールド外面が本体中心線３０に対して非軸対称になるように構成され、ヒートシールド１０の前端とヒートシールド１０の後端（例えば、ビークル１６の後端２２）との間の方向に延びるヒートシールド中心線３２（例えば、ヒートシールド１０の最後部の接線に垂直な直線中心線）に対して非軸対称である。従って、ビークル１６の本体部分２６及びヒートシールド１０は、ヒートシールド中心線３２が本体中心線３０に対して角度βだけオフセットされるように構成される。角度βは、典型的には１°～１０°の範囲内である。図示した実施形態では、角度βは４°である。他の実施形態では、角度βは、例えば約１°、２°、３°、５°、６°、７°、８°、９°、又は１０°である。図示した実施形態を含むいくつかの実施形態では、より詳細に以下に説明するように、ヒートシールド外面の少なくとも一部は、ヒートシールド中心線３２に対して少なくとも実質的に軸対称である。

【0042】

図８及び９を更に参照すると、ビークル１６の本体部分２６は、ノーズ３４と、ノーズ３４の後方に延びる側壁３６と、を含む。図示した実施形態では、ノーズ３４は丸い円錐形の剛性壁を含み、側壁３６は円錐台形状の剛性壁を含む。側壁３６は、ビークル１６による輸送中にペイロード（例えば、貨物、軍需物資等）が保管されるペイロードハウジング２４を少なくとも部分的に画定する。側壁３６は更に、エンジン１４の１つ以上の構成要素及び／又はヒートシールド１０を能動的に冷却するためのシステムの１つ以上の構成要素（例えば、タンク、ポンプ、タービン等）などのビークル１６の１つ以上の内部構成要素を取り囲む。側壁３６は、本体中心線３０に平行な面３８、３９に対して角度θ（以下、「側壁角度θ」という）で配置されている。図示した実施形態では、ビークル１６は、図３及び４の従来技術のビークル２１６と比較して比較的浅い側壁角度θで設計されている（すなわち、側壁角度θは低い大きさを有する）。側壁角度θは０°～９０°の範囲内である。いくつかの実施形態では、側壁角度θは５°～１５°の範囲内である。例えば、図示した実施形態では、側壁角度θは７°である。側壁角度θの大きさはビークル１６の体積に反比例するので、側壁角度θが浅いことにより、ビークル１６、特にペイロードハウジング２４の体積を従来技術のビークル２１６のものよりも大きくすることができるという利点がある。

【0043】

図８～１０を参照すると、ビークル１６の基部部分２８は、ヒートシールド１０及びその外面（すなわち、ヒートシールド外面）を画定する１つ以上の構成要素を含む。図示した実施形態では、基部部分２８はセンターボディ４０及びスラスタマウント４２を含み、これらは各々ヒートシールド１０及びヒートシールド外面の一部を画定する。センターボディ４０は、切頂トロイダルエアロスパイクの形状である。センターボディ４０は、集合的に鈍頭体を形成するセンターボディ側壁４４及びセンターボディ基部４６を含む。センターボディ側壁４４は、切頂斜円錐形状を有する剛性壁を含む。センターボディ基部４６は、半球形状の剛性壁を含む。他の実施形態では、センターボディ基部４６は、追加的又は代替的に、円錐台形、多円錐形（例えば、双円錐形、三重円錐形等）、楕円形、及び／又は別の鈍頭形状を有する１つ以上の剛性壁を含む。図１０及び１１を参照すると、スラスタマウント４２は、本体中心線３０の周りに環状に延び且つビークル１６の本体部分２６の後端に近接して位置する剛性壁を含む。スラスタマウント４２は、これを貫通して円周方向に間隔を置いて本体中心線３０と平行な方向に延びる複数の開口４３を含む。スラスタマウント４２の各開口３４は、エンジン１４のスラスト室４８を受け入れるように構成されており、これについては以下でより詳細に説明する。

【0044】

センターボディ側壁４４、センターボディ基部４６、及びスラスタマウント４２のそれぞれの外面によって画定されるヒートシールドの外面は、本体中心線３０に対して非軸対称である。いくつかの実施形態では、ヒートシールド外面の少なくとも一部は、ヒートシールド中心線３２に対して少なくとも実質的に軸対称である。図示した実施形態では、例えば、センターボディ基部４６によって画定される外面は、半球状の形状を有し、ヒートシールド中心線３２に対して軸対称である。

【0045】

いくつかの実施形態では、センターボディ側壁４４、センターボディ基部４６、及び／又はスラスタマウント４２を含むヒートシールド１０の１つ以上の構成要素は、同一出願人による２０１９年１２月３日出願の米国仮特許出願第６２／９４２，８８６号、及び米国仮特許出願第６２／９４２，８８６号の優先権を主張する２０２０年８月２７日出願の国際特許出願第ＰＣＴ／ＵＳ２０２０／４８２２６号に開示されているヒートシールドシステムを用いて能動的に冷却され、それらの内容は、参照によりそれらの全体がここに組み込まれる。いくつかの実施形態では、ビークル１６の本体部分２６の側壁３６の少なくとも一部が、同一又は同様の方法で能動的に冷却される。

【0046】

図１０及び１１を参照すると、エンジン１４は、少なくとも１つの高圧室５０（例えば、燃焼室）及びノズル１２を含む。

【0047】

高圧室５０は、ノズル１２を通して排出されるガスを生成する。高圧室５０は、環状リング、セグメント化リング、個別のスラスト室、又はノズル１２に超音速流を提供する任意の他の構成の形態である。

【0048】

ノズル１２は、排出ガスが最初に少なくとも１つの高圧室５０から出る少なくとも１つの初期ノズル部分５２と、初期ノズル部分５２に対して下流の二次ノズル部分５３（図１１）と、を有するエアロスパイクノズルである。初期ノズル部分５２は少なくとも１つのスロート５４を含み、典型的には収束／発散ノズルの形態である。

【0049】

図１０及び１１を更に参照すると、ノズル１２は、ヒートシールド１０の少なくとも一部によって画定される。図示した実施形態では、ノズル１２の二次ノズル部分５３（図１１）は、センターボディ４０によって画定される。センターボディ側壁４４は、それがヒートシールド１０の一部として機能することに加えて、ノズル１２の拡張面５５としても機能する。センターボディ側壁４４はヒートシールド中心線３２に対して非軸対称であり、従ってノズル１２はヒートシールド中心線３２に対して非軸対称である。図１０に示すように、初期ノズル部分５２とセンターボディ基部４６は、ビークル１６の両サイドでそれぞれ第１及び第２の距離ｄ_１、ｄ_２だけ離れている。第１及び第２の距離ｄ_１、ｄ_２は、ノズル１２の非軸対称の形状により互いに異なる。これは、図１に示す従来技術のエアロスパイクノズル１１２とは対照的であり、図１では、初期ノズル部分５２とセンターボディ基部４６がビークル１６の両サイドで同じ距離ｄ_１だけ離れている。

【0050】

エンジン１４及びノズル１２は、種々の異なる方法で構成することができる。図示した実施形態では、エンジン１４は、いわゆる「プラグクラスタ」構成を有する。すなわち、エンジン１４は、互いに離間した複数の別個の高圧室５０と、互いに離間した複数の別個の初期ノズル部分５２と、を含む。

【0051】

図１０及び図１１を参照すると、図示した実施形態の「プラグクラスタ」構成では、各初期ノズル部分５２は、対応する高圧室５０に対して配置され、それぞれの高圧室５０から出るガスを排出するように構成されている。以下、各高圧室５０及び初期ノズル部分５２の対を「スラスト室４８」と称する。二次ノズル部分５３は、スラスト室４８に対して下流にある。

【0052】

図１１を参照すると、図示した実施形態では、各スラスト室４８の初期ノズル部分５２は、収束／発散ノズル及び／又は一次ノズルの形態である。特に、各スラスト室４８の初期ノズル部分５２は、対向する収束面７０、７２を有する上流の収束セクションと、対向する発散面６４、６６を有する下流の発散セクションと、の間の移行部を画定するスロート５４を含む。各スラスト室４８のスロート５４は、初期ノズル部分５２の軸７４の周りに環状に延びる。発散面６４、６６は、それらの間に初期ノズルキャビティ２５を画定する。初期ノズル部分５２の外側後端６８は、外側発散面６６を画定している壁の後端によって画定される。スラスタマウント４２の半径方向内側部分は、初期ノズル部分５２の内側後端６９と二次ノズル部分５３のセンターボディ側壁４４との間に延びている。他の実施形態では、初期ノズル部分５２の内側後端６９は拡張面５５に接し、それらの間に変曲点が画定される。

【0053】

図１１を参照すると、図示した実施形態では、各スラスト室４８は、初期ノズル部分５２の軸７４が本体中心線３０（図１０参照）に平行になるように構成される。これは、図１及び図２における従来技術のエアロスパイクノズル１１２とは対照的であり、従来技術では、例えば、軸１７４はノズル１１２が配置されるビークルの中心線１１６に対して角度をなしている（すなわち、平行ではない）。本発明のエンジン１４及びノズル１２の他の実施形態では、各スラスト室４８は、初期ノズル部分５２の軸５７が本体中心線３０に対して角度をなすように構成される（すなわち、平行ではない）。

【0054】

図１１を更に参照すると、各スラスト室４８は出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔを有する。出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔは、軸７４に垂直な方向における初期ノズルキャビティ２５の最大寸法である。図示した実施形態では、初期ノズル部分５２の発散面６４、６６は、軸７４に垂直な面内で円形の断面形状を画定し、従って出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔは、初期ノズルキャビティ２５のその外側後端６８における直径に対応する。図示した実施形態では、複数のスラスト室４８は互いに同一であるので、各スラスト室４８の出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔは、他の全てのスラスト室４８と同じ大きさを有する。

【0055】

図１２及び１３を参照すると、図示した実施形態では、複数のスラスト室４８は、各別個のスラスト室４８が、周方向に隣接するスラスト室４８から間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}だけ離間するように、本体中心線３０に対して周方向に間隔を置いて配置され、間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}は、スラスト室４８の出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔと１以上の大きさを有する乗算係数Ｍとの積に等しいかそれよりも大きい。

【0056】

図示した実施形態では、間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}は、第１のスラスト室４８の初期ノズル部分５２の軸７４と、周方向に隣接するスラスト室４８の初期ノズル部分５２の軸７４と、の間に延びる円弧長である。他の実施形態では、間隔距離Ｄは、第１のスラスト室４８の初期ノズル部分５２の軸７４と、周方向に隣接するスラスト室４８の初期ノズル部分５２の軸７４と、の間の翼弦長である。

【0057】

図１２及び１３を更に参照すると、図示した実施形態では、乗算係数Ｍは約３であり、複数のスラスト室４８は、周方向に隣接する一対のスラスト室４８の間の間隔距離Ｄ_spaceが、周方向に隣接する全ての対のスラスト室４８の間のそれぞれの間隔距離Ｄ_spaceと同じになるように、センターボディ４０の周りに均一に間隔を置いて配置されている。他の実施形態では、スラスト室４８は、周方向に隣接する一対のスラスト間の間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}が、周方向に隣接する少なくとも一対のスラスト室４８の間の間隔距離Ｄ_spaceとは異なる大きさを有するように、センターボディ４０の周りに不均一に間隔を置いて配置される。他の実施形態では、乗算係数Ｍは、２、３、４、５、６、７、８、９、１０等以上の大きさを有する。いくつかの実施形態では、乗算係数Ｍは、少なくとも、１～２、２～３、３～４、４～５、５～６、６～７、７～８、８～９、９～１０等の範囲内の大きさを有する。いくつかの実施形態では、乗算係数Ｍは整数である。他の実施形態では、乗算係数Ｍは非整数である。例えば、そのような実施形態では、乗算係数Ｍは、１．１、１．２、１．３、１．４、１．５、１．６、１．７、１．８、１．９、２．０、２．１、２．２、２．３、２．４、２．５、２．６、２．７、２．８、２．９、３．０、３．１等以上の大きさを有する。

【0058】

乗算係数Ｍの大きさは、例えば、エンジン１４、ノズル１２、ビークル１６、及び／又はその構成部品の寸法及び／又は形状（例えば、ビークル１６の直径、スラスト室４８の出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔ、所望のノズル拡張率等）、エンジン１４に含まれるスラスト室４８の総数、エンジン１４、ノズル１２、ビークル１６、及び／又はその構成部品の質量、及び／又は所望の性能特性（例えば、推力対重量比、推力係数Ｃ_Ｆ、比推力Ｉ_ｓｐ、特性速度ｃ^＊等)を含む１つ以上のコスト及び／又は性能要因に基づいて変化し得る。

【0059】

従来技術は、Ｄ_{ｓｐａｃｅ}＝Ｍ×Ｄ_ｅｘｉｔとなるように、複数のスラスト室を周方向に隣接するスラスト室にできるだけ近づけて配置することを教示しており、ここでＭは１未満である。従来の考えでは、スラスト室を互いに非常に近づけて配置すると（例えばＭ＜＜１）、非クラスタエアロスパイク構成及び／又は従来のベルノズルの流れ場をより適切に近似できるであろうから、それにより、最適な推力性能と流れ分離を達成し、効率損失を最小限に抑えられるはずであった。しかし、出願人は、Ｄ_{ｓｐａｃｅ}≧Ｍ×Ｄ_ｅｘｉｔ（Ｍは１以上）となるように互いに広い間隔でスラスト室４８を配置した場合に、予期せぬ結果（例えば、推力性能の向上、効率損失の最小化等）を達成した。例えば、出願人は、Ｄ_{ｓｐａｃｅ}≧Ｍ×Ｄ_ｅｘｉｔ（Ｍは１以上）となるように互いに広い間隔でスラスト室４８が配置される図示の実施形態に関して、予期せぬ結果を達成した。出願人は、スラスト室４８の数、スラスト室４８間の間隔距離Ｄ_{ｓｐａｃｅ}、及びスラスト室４８の出口寸法Ｄ_ｅｘｉｔが設計変数として選択される場合、Ｄ_{ｓｐａｃｅ}≧Ｍ×Ｄ_ｅｘｉｔ（Ｍは１以上）となるように互いに広い間隔でスラスト室４８を配置することによって、推力係数Ｃ_Ｆが最適化され得ることを発見した。ロケットエンジン１４の推力Ｔは、次のように定義され得る。

ここで、ｍは推進剤の質量流量、ｃ^＊は高圧室５０内の燃焼ガスの特性速度であり、燃焼によって生成されるエネルギーの尺度、Ｃ_Ｆはノズル推力係数である。推力係数は、ノズル１２内のガス膨張による推力の増幅を決定し、次の式を用いてノズルパラメータに関して定義され得る。

ここで、η_ＣＦは推力係数効率、γは燃焼ガスの比熱比、Ｐ_ｏは高圧室５０内の全よどみ圧力、Ｐ_ｅはノズル出口の静圧、Ｐ_ａは周囲環境の環境静圧、Ａ_ｅ／Ａ_ｔはノズル出口とスロートの面積比である。互いに広い間隔でスラスト室４８を配置することによって、効率η_ＣＦの低下と引き換えに面積比Ａ_ｅ／Ａ_ｔのより大幅な増加を得ることができ、その結果、全体としてより最適な解決策となる。

【0060】

動作中、ビークル１６は、マッハ３０に近づき得る自由流マッハ数で環境（例えば、大気圏、宇宙）中を移動する。真空条件での動作中、エンジン１４の種々のスラスト室４８からの排気プルームが合流して、ヒートシールド１０のセンターボディ基部４６に沿って正圧を捕捉する空気力学的スパイクを形成する。これにより追加の推力が生じ、エンジン１４及びビークル１６の全体的な効率が向上する。図１０を参照すると、大気圏飛行中、バウショック(bow shock)５６がビークル１６の上流に形成され、バウショック５６のビークル側の温度は数千ケルビンに達する可能性がある。バウショック５６は、ビークル１６の速度を低下させる大きな抗力を発生させ、またヒートシールド１０上に大きな空気力学的加熱５８を発生させ、それにより、再使用のためには、上述した能動的冷却システム等の冷却及び／又は他の熱保護が必要になる。

【0061】

再び図８を参照すると、ビークル１６は、最初に、いわゆるゼロ迎え角（すなわち、α＝０°）で大気圏に再突入してよく、この場合、ビークル１６は、本体中心線３０が進行方向６０と平行になるように方位づけられる。この方位において、ヒートシールド中心線３２は、本体中心線３０に対してヒートシールド中心線３２がオフセットされている角度βに等しい角度δだけ、進行方向６０に対してオフセットされている。ゼロ迎え角方位において、ビークル１６の重心６２及び圧力中心６４は、進行方向６０に対してオフセットされた面６６内にある。ヒートシールド１０のセンターボディ基部４６が、本体中心線３０に対して角度βでオフセットされているヒートシールド中心線３２に対して軸対称であるという事実は、有利なことに、ゼロ迎え角においても進行方向６０に対してビークル１６に正味の揚力を生じさせる。

【0062】

ゼロ迎え角でのビークル１６の動作中（図８）、ビークル１６に対する空気力学的な揚力及び抗力は、重心６２の周りにピッチングモーメントを生成し、ビークル１６は自然に、それらのモーメントがバランスする方位（つまり、空気力学的トリムポイント)をとることになる。図９に示すこの方位では、センターボディ基部４６と、ビークル１６に対して進行方向６０と反対の方向に移動している高エンタルピー流６８と、の間の角度αが増加する。従って、非ゼロ迎え角方位（図９）は、ゼロ迎え角方位（図８）に比べて追加的な揚力を生じさせる。非ゼロ迎え角方位（図９）では、重心６２及び圧力中心６４の面６６は、進行方向６０に対して平行となり、ビークル１６の両サイドは、進行方向６０と平行な面７０、７１に対してそれぞれ異なる角度φ１、φ２となる。ヒートシールド中心線３２は、（ｉ）センターボディ基部４６と高エンタルピー流６８の間の角度αと（ｉｉ）ヒートシールド中心線３２が本体中心線３０に対してオフセットされる角度βとの和に等しい角度δだけ進行方向６０に対してオフセットされる。迎え角αは、側壁角度θを超えるべきではない。従って、図示した実施形態では、ビークル１６は７°を超える迎え角αで飛行すべきではない。迎え角αをこの閾値未満に維持することにより、高エンタルピー流６８がビークル１６の側壁３６に衝突することが防止され、側壁３６の表面上に追加のヒートシールド（及び付随する追加の質量）の必要性がなくなる。ビークル１６の重力６２及び圧力中心６４は、大気圏再突入中に特定の非ゼロ迎え角を達成するように選択することができる。

【0063】

ヒートシールド１０の非軸対称の性質（例えば、本体中心線３０に対するセンターボディ基部４６の斜角β）により、ビークル１６は特定の迎え角の制約内でより高い揚抗比を達成することができる。すなわち、ビークル１６は、迎え角αのより低い範囲で特定の目標揚抗比を達成することができる。これにより、極超音速流６８がビークル１６の側壁３６に衝突するのを防止しつつ、より浅い側壁角度θが可能になる。従って、他のシステム用途（例えば、推進剤、ペイロード等）に利用可能な容積の増加が可能になる。

【0064】

ヒートシールド１０の追加質量及び空気力学的制御を最小限に抑えるために、ビークル１６は、ビークル１６の比較的小さなヒートシールド１０のみを高エンタルピー流６８に曝露し、同時に正確な操縦と着陸のために十分な揚抗比を生成する。本体中心線３０に対するセンターボディ基部４６の角度βと重心６２の位置の両方を調整することによって、ビークル１６の設計を調整して、同じトリム迎え角αを維持しつつ異なる量の揚力を生成することができる。これにより、従来の軸対称ビークル形状では得られなかった設計空間の自由度が高まる。ヒートシールド１０とノズル１２の結合表面は、再使用可能な上段用途においてヒートシールド１０の質量ペナルティがより低くなるという点で有利である。

【0065】

いくつかの実施形態が開示されてきたが、本発明の態様が更に多くの実施形態を含むことは当業者には明らかなはずである。従って、本発明の態様は、添付の特許請求の範囲及びそれらの均等なものを考慮する場合を除いて、制限されるべきではない。本開示の真の範囲から逸脱することなく変更及び修正がなされ得ることも当業者には明らかなはずである。例えば、場合によっては、一実施形態に関連して開示された１つ以上の特徴は、単独で又は１つ以上の他の実施形態の１つ以上の特徴との組み合わせにおいて用いられ得る。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】

【図12】

【図13】

【国際調査報告】