JP6246881B2 - 多目的な点火トーチを有するロケットエンジン - Google Patents

Description

本発明は、ロケットエンジン燃焼室と、ロケットエンジン燃焼室内で燃焼を開始させるための点火トーチとを有するロケットエンジンに関する。

ロケットエンジンは、一般的に、大抵は酸素及び水素である２つの推進剤を燃焼室内で接触させて燃焼させることによって作動する：そのような燃焼によって発生した既燃ガスは、通常、ノズルまたは拡大部分を介して燃焼室から超高速で流出し、それによって反動でロケットを推進させる推力を発生させる。

いったんそのような燃焼が始まると、推進剤の供給が維持される限り、それは自己持続する。それにもかかわらず、大量の推進剤を使用するそのようなエンジンを始動させることは、燃焼を開始させるために、単なるスパークプラグには放出できないエネルギーの量である大量のエネルギーを必要とする。したがって、ロケットエンジンには、エンジンを始動させることができるように、エンジンの燃焼室において燃焼反応を開始させる役割を果たす点火トーチが装着される。

そのような点火トーチは、特に、ロケット（もしくは宇宙船）を打ち上げるために、または飛行の種々の段階の間に使用され得る。

点火トーチは、火工品点火トーチ及び内燃室点火トーチを含む。火工品点火トーチとは異なり、内燃室点火トーチは再利用することができ、したがって、必要に応じて、飛行中にエンジンを再始動させることが可能である。

そのような点火トーチは、主に、推進剤が供給される小さい燃焼室内に存在し、燃焼室内に導入される少量の推進剤に点火することができるスパークプラグを備えている：このようにして発生させた燃焼ガスは、次いで、エンジンの燃焼室内に噴出され、その中で燃焼を開始してエンジンを始動させるのに十分なエネルギーを有する。

それにもかかわらず、エンジンに所望される作動様式（または「エンジンの作動様式」）に応じて、点火トーチに期待される性能は異なる。

エンジンの異なる作動様式は、特に、エンジンが始動できるようにするために、点火トーチによって発生し、エンジン内に注入されるガスの温度において、または実際には点火トーチの出口におけるガスの流量によって、互いに異なる。エンジンの作動様式は、一般的に、それらの「混合比」ＲＭ、すなわち、トーチ内に注入される酸化剤及び燃料の相対的な量の（質量）比によって特徴付けられる。混合比ＲＭが比較的高い場合、すなわち、１．５より高い場合、点火トーチによって発生したガスの温度は概して非常に高く、したがって、十分な回数のエンジン始動を行うことができるように十分な機械的強度を点火トーチに提供することが困難であることが多い。

特に、以下が存在する：
・低圧で加圧されたタンクの推進剤が供給される低圧点火トーチ：残念ながら、これらは、燃焼室内にいずれかの対抗する圧力が存在する場合、すなわち、特に、地上または低高度では、必ず不十分となる。これらはまた、比較的少ないエネルギーを発し、したがって潜在的にエンジンを始動させることができず、エンジンが実際に始動するまでに数回の試みを必要とする。

・高圧で加圧されたタンク内に推進剤が貯蔵される高圧点火トーチ。それにもかかわらず、そのようなタンクは重く、そのため非常に高価である。

したがって、これらの種々のトーチは、信頼性の問題、またはさもなければ複雑性の問題を提起し、その結果として、価格、重量、及びサイズの問題を提起する。

特に、これらのトーチのいずれも、高い混合比で使用され得る点火トーチを作製するための単純かつ信頼性のある解決策を提供しない。

よって、本発明の目的は、ロケットエンジン燃焼室と、ロケットエンジン燃焼室内で燃焼を開始させるための点火トーチとを備えるロケットエンジンを提供することであり、ロケットエンジン燃焼室は、ロケットエンジンの主燃焼室、またはロケットエンジンのガス発生器の燃焼室、またはロケットエンジンのプリバーナーの燃焼室であり、点火トーチは、燃焼室が配置された本体と、燃焼室を出る燃焼ガスを排出するための噴出管とを備え、噴出管は、本体に接続された第１の端部と、ロケットエンジン燃焼室内に配置された第２の端部とを有し、本体は、燃料供給ダクト及び酸化剤供給ダクトを介して燃料及び酸化剤がそれぞれ燃焼室に供給され得るように構成され、
点火トーチは、信頼性があり、比較的単純であり、かつ特に高い混合比で使用され得、点火トーチによって噴出されるガスを特に非常に高い温度にする。

この目的は、点火トーチが、実質的に噴出管の出口で酸素が注入され得るように構成される酸素再注入ダクトをさらに備えるという事実によって達成される。

ロケットエンジンにおいて、「プリバーナーの燃焼室」という用語は、ロケットエンジンの主燃焼室内に実質的に再注入される前にエンジンのターボポンプを駆動させることができる高温ガスを発生させるために燃料が燃やされる燃焼室を指すために使用される：プリバーナーの燃焼室は、段階的な燃焼サイクルを有するロケットエンジンの特徴である。

具体的には噴出管の出口で行われる酸化剤の第２の注入（または酸化剤の「再注入」）により、点火トーチが２段階で燃料の燃焼を引き起こすことが可能となる。

まず、その注入によって、供給流路によって燃料及び酸化剤が供給される燃焼室内で第１の燃焼または主燃焼が起こることが可能となる。

しかしながら、酸化剤再注入ダクトを用いて噴出管の出口で酸化剤を注入することにより、点火トーチは、噴出管の出口で第２の燃焼が起こることも可能にし、この第２の燃焼が、トーチの噴出管によって噴出されたガスの温度を大幅に上昇させる役割を果たす。

例として、第１の燃焼終了時に燃焼室内の温度が約５００Ｋ〜６００Ｋになるように燃焼室に燃料及び酸化剤を供給すること、及びその後、第２の燃焼終了時に出口ガスの温度を３６００Ｋまで上昇させることができるように、噴出管の出口で一定量の酸化剤を注入することが可能である。

したがって、また有利には、点火トーチの構造は、熱的または機械的に過剰な応力を受けないようにトーチの本体を比較的低い温度に維持できるようにし、反対に、噴出管の出口で起こる第２の燃焼は、トーチによって噴出されるガスの温度を大幅に上昇させることができ、それによってトーチが燃焼室内で推進剤に点火してロケットエンジンを始動させる能力を大きく高める。したがって、有利には、本発明の点火トーチは、噴出管の端部のみが非常に高い温度まで上昇されるため、高い混合比で作動することができ、またトーチが損傷を受けることなくそのようにすることができる。

好ましくは、特に、高過ぎて損傷を与える可能性がある温度に点火トーチの本体を曝露するのを避けるために、点火トーチの供給流路内の燃料及び酸化剤の流量は、第１の燃焼が比較的低い温度で起こるように選択される。

本発明のロケットエンジンは、ロケットエンジン燃焼室が比較的大規模である場合に特に有利である。

具体的には、好ましい実施形態において、ロケットエンジン燃焼室の各壁と噴出管の第２の端部との間の最小距離は、ｋＤよりも大きく、この場合、Ｄは、噴出管の出口での内径であり、ｋは、３に等しいか、または実際には６に等しいか、またはさらには１０に等しい係数である。

そのような条件下では、噴出管の第２の端部とロケットエンジン燃焼室の壁との間の距離が極めて大きい（すなわち、この距離がｋＤより大きい）ため、たとえ噴出管の第２の端部近傍の温度が非常に高くなっても、損傷を与え得るような様式ではロケットエンジン燃焼室の壁の温度を上昇させない。

その結果、ロケットエンジンは、点火トーチのために、高い混合比で使用することができる。

また、「噴出管の端部と燃焼室の壁との間の距離」は、噴出管の端部と同じ高さの側に位置する燃焼室の壁、すなわち、噴出管の軸に垂直であり、かつ管の端部を包含する平面の付近に位置する燃焼室の壁と本質的に関連しており、反対に、噴出管の端部と燃焼室の壁との間の距離は、噴出管の後側、すなわち、トーチの本体の隣に位置する燃焼室の後壁とは関連していないということを理解されたい。実際、トーチの炎はその方向には誘導されず、したがって炎は、直接的にこれらの後壁の温度を上昇させることには至らない。

混合比は、消費される２つの推進剤の化学量論的割合に関連して定義される。トーチ燃焼室内で起こる２つの推進剤間の反応が以下の形態を有する状況を考慮する：
ａＡ＋ｂＢ−−＞ｃＣ＋ｄＤ＋．．．
式Ａ及びＢは、それぞれ酸化剤及び燃料を表し、ａ及びｂは、それらのそれぞれの割合を表し、Ｃ、Ｄ等は、燃焼によって発生する成分、例えば、水、二酸化炭素ガス等を表し、ｃ、ｄ等は、それらの成分のそれぞれの割合である。

化学量論的混合比ＲＭＳは、以下の比に等しいものとして定義される：
ＲＭＳ＝ａ／ｂ
次に、推進剤が相対量ｘ及びｙで反応させられる任意の反応条件を考慮し、以下の反応が起こるようにする：
ｘＡ＋ｙＢ
そのような条件下では、正規化された混合比ＲＭＮは以下のように定義される：
ＲＭＮ＝（ｘ／ｙ）／ＲＭＳ
有利には、本発明のロケットエンジンの構成は、点火トーチが高い正規化混合比ＲＭＮで作動することを可能にする。よって、ある実施形態において、ロケットエンジンは、点火トーチが、５より高いか、または場合によっては１０より高い正規化混合比（ＲＭＮ）で作動することができるように構成される。

したがって、特に有利な実施形態において、ロケットエンジンは、点火トーチが低い正規化混合比（すなわち、ＲＭＮ＜０．５、またはさらにはＲＭＮ＜０．２５、または実際にはＲＭＮ＜０．１）で作動できるだけでなく、点火トーチが高い正規化混合比（すなわち、ＲＭＮ＞５、またはさらにはＲＭＮ＞１０）でも作動できるように構成され得る。

ある実施形態において、ロケットエンジンは、低い正規化混合比と高い正規化混合比との間にある任意の正規化混合比ＲＭＮで、例えば、０．５〜５、または実際には０．１〜１０の範囲にある任意の混合比ＲＭＮで、点火トーチを作動させることができるように構成され得る。

点火トーチが高い混合比で作動できるようにするために、ある実施形態において、ロケットエンジンは、推進剤を点火トーチ内に送達するための弁を制御するように構成される電子制御装置を有し、電子制御装置は、高い正規化混合比ＲＭＮ、すなわち、５より高いか、またはさらには１０より高い比で点火トーチを作動させることができるように構成される。

点火トーチは、種々の方式で作製され得る。

一実施形態において、燃料供給ダクト及び酸化剤供給ダクトは、それぞれ燃料及び酸化剤を予混合室に運搬し、次に燃焼室に燃料及び酸化剤を供給する。

別の実施形態において、燃料及び酸化剤は、それぞれ燃料供給ダクト及び酸化剤供給ダクトによって、燃焼室までずっと別々に運搬される。

ある実施形態において、本体は、一体形成された単一部品として作製される。噴出管もまた、任意選択的に、一体形成された本体と同じ部品内に製造されてもよい。例として、点火トーチは、３Ｄプリント式のアディテイブ法によって製造されてもよい。

点火トーチは、任意選択的に、複数の作動点（複数の混合比）で使用され得るように設計されてもよい。

混合比を変化させるために、例えば、トーチが燃料及び／または酸化剤及び／または酸化剤の再注入流量（複数可）を継続的に調整することができるように対応することが可能である。

この目的のために、ある実施形態において、点火トーチは、燃焼室に供給するための燃料供給調整弁及び／もしくは酸化剤供給調整弁、ならびに／または酸化剤再注入調整弁を備え、弁（複数可）は、燃焼室への燃料供給、燃焼室への酸化剤供給、及び／または酸化剤再注入ダクト内への酸化剤注入流をそれぞれ調整するように適合される。

上記弁は、場合によっては飛行中にリアルタイムで混合比を変化させ、ひいては、点火トーチによって噴出されるガスの流量及び温度を変化させることを可能にする。弁は、適切な制御手段、例えば、電子制御装置（ＥＣＵ）によって自然に制御される。

燃料もしくは酸化剤の流量、及び／または酸化剤の再注入速度に影響を与えるために、１つ以上の調整弁を使用する代わりに、較正流量部を有する１つ以上のプレートを使用することが可能である。そのようなプレートは、通常、実質的に平坦であり、１つ以上の通路が貫通している部品である：これらの通路の流量部は、流体がプレートを通る速度がプレートの上流及び下流の圧力条件に応じて事前に分かるように正確に決定される。

有利には、燃料もしくは酸化剤の供給量及び／または酸化剤の再注入を制御する１つ以上のプレートの使用は、同時に混合比を調節し、噴出管の冷却を制御するように作用することができる。

したがって、ある実施形態において、点火トーチは、燃料供給ダクト内に配置された較正流量部の燃料供給プレート、及び／または酸化剤供給ダクト内に配置された較正流量部の酸化剤供給プレート、及び／または酸化剤再注入ダクト内に配置された較正流量部の酸化剤再注入プレートをさらに備える。

ある実施形態において、プレートのうちの少なくとも１つは取り外し可能である。これにより、該当するプレート（複数可）を、異なる流量部を有する別のプレートと交換するだけで、点火トーチの動作及び性能を改良することができる。

ある実施形態において、酸化剤供給プレート及び酸化剤再注入プレートは、単一プレートを形成する。これにより、点火トーチの構造を単純化することが可能となる。

本発明の点火トーチの重要な利点は、その構造により、前述の二重燃焼に起因して点火トーチの本体が達する温度を低下させることができることである。

そうは言うものの、点火トーチの本体及び噴出管が達する温度をさらに低下させるために、さらなる対応が採用されてもよい。

したがって、ある実施形態において、酸化剤再注入ダクトは、噴出管の壁の厚さの中に少なくとも一部配置される。

酸化剤再注入ダクトは、したがって噴出管の冷却用ダクトとしての役割を果たす。特に、酸化剤再注入ダクトの一部が、噴出管に沿って、すなわち、そこから一定の距離を置いて、配置されてもよい。例として、それは、一定の厚さの壁によって噴出管の内部ダクトから離れていてもよい。

好ましくは、酸化剤再注入ダクトは、広い範囲に噴出管の壁厚内に作製され、例えば、ダクトは、１回以上巻回して管の周囲にらせん状に延在してもよい。

トーチの本体は、トーチ本体の壁の中を流れる燃料及び酸化剤によって冷却され得る。

また、燃料供給ダクト及び／または酸化剤供給ダクトが点火トーチの本体内に形成されたそれぞれのバッフルを有するように対応されてもよい。本明細書において、ダクトが燃焼室の中心を包含する平面内に少なくとも１つの屈曲部を有する場合は必ずダクトがバッフルを有すると仮定され、屈曲部（または流体流方向に対する方向転換）は、９０度より大きい角度、及び好ましくは１２０度より大きい角度を通過する。

代替として、また加えて、燃料供給ダクト及び／または酸化剤供給ダクト及び／または酸化剤拒絶ダクトが熱衝撃吸収部分を含むように対応されてもよい。「熱衝撃吸収部分」という用語は、トーチの本体の壁の中で、燃焼室の中心を基準にして半径方向に対して４５度より大きい角度の方向に延在するダクトの一部分を意味するために本明細書で使用される。よって、流体は、半径方向に対して４５度より大きい角度の方向に熱衝撃吸収部分内を流れる：したがって、流体は、燃焼室に直接接近することなく流れる。この流れにより、流体はトーチの本体と熱交換することができ、ひいてはそれを冷却する。

ある実施形態において、燃料供給ダクト及び／または酸化剤供給ダクトは、燃焼室の中心に対して大きい立体角（例えば、２ステラジアン以上）を占める。

具体的には、熱交換を促進するために、トーチの本体は熱交換領域が最大になるように設計されるが、一方では、それにもかかわらず、金属の厚さがトーチにその機械的強度を提供するのに十分であることに注意が払われる。

締結
また、点火トーチのかなりの高温がロケットエンジンの他の部分に伝わるのを避けることも一般的に好ましい。

よって、ある実施形態において、本体は、噴出管の周囲に配置された締結フランジを有する。点火トーチの温度は、場合によっては本体の温度よりも低い可能性がある。

フランジの温度が上昇するのを避けるために、点火トーチは、噴出管の内部ダクトとフランジとの間に放射状に配置され、酸化剤再注入ダクトからの流体流から隔離された（すなわち、それと流体を交換する可能性が全くない）断熱通路をさらに含んでもよい。燃焼室は、好ましくは、点火トーチの外側の大気と連通している。それは本体自体の一部もしくは噴出管の一部を形成し得るか、またはそれらの間に少なくとも一部配置されてもよい。

非限定的な例として提供される以下の実施形態の詳細な説明を読むと、本発明が十分に理解され得、またその利点がよりよく分かる。説明は、添付の図面を参照している。

本発明の第１の実施形態における点火トーチが装着されたロケットエンジンの概略断面図である。 図１の点火トーチの概略斜視図である。 図１の点火トーチの概略断面図である。 図３から見た点火トーチの詳細図である。 本発明の第２の実施形態における点火トーチの概略断面図である。

図中、同様または同一の要素には同じ参照番号が付されている。

第１の実施形態
図１を参照して、本発明の点火トーチ１０が装着されたロケットエンジン１００について説明する。

ロケットエンジン１００は、その主燃焼室１１６（ロケットエンジン燃焼室）を包含するノズル１０８によって主に構成される。

それはまた、２つの推進剤タンク１０２及び１０４から供給を受けることを可能にする供給回路１０６と、記載されていない他の機器も含む。

２つのタンク１０２及び１０４は、それぞれ、液体水素タンク１０２及び液体酸素タンク１０４である。したがって、水素が燃料であり、酸素が酸化剤である。当然のことながら、以下の記載は、水素を燃料、また酸素を酸化剤と称しているが、本発明は、任意の他の好適な燃料と酸化剤の対を使用して行うことができる：したがって、以下の説明において、「水素」及び「酸素」という用語は、本発明の意味において「燃料」及び「酸化剤」という用語によってそれぞれ交換可能であると理解されたい。

ノズル１０８は、その上部に位置する主燃焼室１１６と、拡大部分１１８とを主に備える。燃焼室１１６内で推進剤の燃焼を開始し、ひいてはエンジン１００を始動させるために、点火トーチ１０はノズル１０８の上に締結される。

（「上」または「下」と称される位置は、保管中の、及び図に示されるような、エンジンの通常の位置を指しており、使用中のエンジンの配向には必ずしも対応しない。）
供給回路１０６は、エンジン１００の主燃焼室１１６に燃料及び酸化剤を供給する役割を果たす。

その目的のために、供給回路１０６は、対応するタンクから燃焼室１１６に既知の様式で水素及び酸素を通過させるために、図示されていないポンプに装着された水素回路１１２及び酸素回路１１４をそれぞれ有する。

トーチ１０は、本体２０及び噴出管４０を備える。トーチ１０は、噴出管４０の端部が燃焼室１１６内に位置するように配置される：トーチ１０によって発生した炎は、ひいては燃焼室１１６内で推進剤の燃焼を開始させることができ、それによってロケットエンジン１００を始動させる。

本体２０は、ダクト２２及び２４によってそれぞれ水素回路１１２及び酸素回路１１４に接続された小規模な内燃室２１（トーチ燃焼室）を包含する。

ダクト２２及び２４内の水素及び酸素の流量は、電子制御装置５０によって制御される調整弁３２及び３４によってそれぞれ調整される。

点火トーチ１０はまた、後により詳細に記載される様式で配置された酸素再注入ダクト６０も有する。このダクト内の流量も、調整弁３４によって調整される。

点火トーチ１０は、以下の通りに作動する。

トーチは、エンジン１００に点火する、すなわち、燃焼室１１６内に注入された水素及び酸素の燃焼を開始させる役割を果たす。

この燃焼は、トーチ１０から燃焼室１１６内に排出されたガスによって開始される。このガスの温度は、燃焼室１１６内の推進剤に点火するために非常に高い。

この温度は、燃焼室内への注入のためにトーチによって発生するガスに課せられる条件のうちの１つを構成する。これらの条件は、燃焼室内におけるできる限り完全な燃焼を確実にするように決定され、燃焼は、通常、約２４００Ｋ〜３０００Ｋの温度でロケットエンジンの主燃焼室内で起こる。この目標を達成するために、注入ガスの温度は、一般的に１０００Ｋよりも高いかまたはさらにはるかに高い。

トーチ１０によって排出されるガスは、内燃室２１内での酸素中における水素の燃焼によって発生する：水素及び酸素は、（ダクト２２及び２４を介して）燃焼室２１内に同時に注入され、それらは燃焼室２１内に提供されるスパークプラグ３７によって発生する火花によって点火される。

それらの燃焼は、高温の水蒸気を生じさせる。発生したガスは、したがって、トーチ内に導入された水素／酸素の比に応じて、水蒸気と残留水素または酸素との混合物を含む。

さらに、酸素再注入ダクトは、噴出管４０の出口（またはその付近）でさらなる酸素が供給され得るようにする。

したがって、トーチ１０からの全体的な混合比は、燃焼室２１内に導入される水素及び酸素の量によってだけではなく、酸素再注入ダクト６０によって注入される酸素の量によっても決定される。

トーチ１０の混合比は、したがって、弁３２及び３４を用いてダクト２２、２４、及び６０内の流体流量を適切に制御することによって調節または制御することができる（弁３４は、ダクト２４及び６０内の両方の流量を制御する役割を果たすが、２つの異なる弁を提供することもまた可能である）。

エンジン１００は、電子制御装置５０によって制御される。この装置は、特に、弁３２及び３４の開放を調整または制御することによってトーチ１０内の混合比を継続的に制御する役割を果たす。

噴出管４０の端部は、燃焼室１１６の壁から距離ｄに配置される。この距離は、たとえトーチによって発生する炎の温度が非常に高い場合でも、燃焼室１１６の壁が達する温度はかなり低いままであることを確実にするのに十分であるように選択される。

図示される例では、管４０の端部と燃焼室１１６の壁との間の距離ｄは、したがって管４０の内径よりも３倍大きい（図１）。

電子制御装置５０は、０．１〜１０の範囲であり得る正規化混合比と比較してトーチを調整するように構成される。その結果、トーチは、非常に多様な条件下で燃焼室１１６内で燃焼を開始させるために使用され得、その結果として、ロケットエンジンは、非常に多様な飛行目的を達成するのに適している。

図２、図３、及び図３Ａを参照して、点火トーチ１０の内部構造について以下に説明する。

本体２０は、金属粉を焼結することによって付加的に製造される。

その中心部分は燃焼室２１によって占められている。この燃焼室は、シャトルまたは細長い楕円形の形状であり、実質的に、燃焼室２１に延在するように配置された噴出管４０のＸ軸の周りの回転体の体積である。

本体２０は、したがって、燃焼室２１の周囲に形成された厚肉の筐体２５の形状である。

それは、燃料（水素）供給ダクト２２及び酸化剤（酸素）供給ダクト２４、ならびに酸素再注入ダクト６０をそれぞれ通るために、そこに締結された外部接続部２８、３０、及び３５を有する３つの突出部分２３、３１、及び３３を有する。

したがって、ダクト２２、２４、及び６０の各々は、複数の部分から構成される：
・調整弁３２または３４を介して本体２０に適切な供給回路１１２、１１４を接続するパイプ部分２２ｅ、２４ｅ、６０ｅ、
・それぞれの外部連結部分２８、３０、または３５、ならびに
・本体２０及び／または管４０の壁の厚さ内に位置する内部ダクト部分２２ｉ、２４ｉ、６０ｉ。

本体２０に対して内側にある供給ダクト２２ｉ及び２４ｉは、したがって、外部連結部分２８及び３０から燃焼室２１に水素及び酸素を運ぶ役割を果たす。

酸素再注入ダクト６０は、酸素供給回路１１４の上流に接続される。弁３４から上流に、ダクト６０は、ダクト２４と共通のパイプ部分（２４、６０と称される）を有する。弁から下流に、ダクト６０は、連結部分３５に接続されたパイプ部分を備える。したがって、それは連結部分３５から管４０の出口まで続く内部部分６０ｉ（内部パイプ６０ｉとも称される）を有し、そこを通って、ひいては第２の燃焼を引き起こすために酸素を注入する役割を果たす。

燃焼室２１は、酸素中における水素の燃焼を可能にし、この燃焼は、スパークプラグによって、または燃焼室内に配置された任意の他の開始システムもしくはエネルギー送達システム３７によって開始される。

燃焼は燃焼ガスを発生させ、ガスは噴出管４０を介して燃焼室２１から排出される。すなわち、酸素中における水素の燃焼は、燃焼室の内部だけではなく、噴出管４０の中及び燃焼室１１６内部の噴出管４０の外側でも起こる。

管４０は、２つの端部を有する：本体２０に接続された第１の端部、及びロケットエンジンの主燃焼室１１６の内部に配置された第２の端部または出口４４である。

管４０は、燃焼室２１から続いて主燃焼室１１６内に開放する内部ダクト４６を有する。

極めて冷たいかまたはその可能性がある推進剤（水素、酸素）と、それとは反対に熱い燃焼ガスとの間の非常に大きな温度差によって引き起こされ得る本体２０における機械的応力を低減するために、以下の対応が採用される。

まず、本体の壁２５は特に厚い：水素及び酸素を供給するための内部ダクト２２ｉ及び２４ｉは、水素または酸素を燃焼室２１内に直接注入しないが、それとは反対に、それらが輸送している流体が燃焼室２１内に注入される前にある程度加熱されるように壁２５の厚さの中にバッフルを有する。これは、壁２５の温度を低下させる役割を果たす。

水素を供給するための内部ダクト２２ｉ
水素とトーチの本体２０との間の熱交換を促進するために（図３及び図３Ａ）、水素を供給するための内部ダクト２２ｉは、燃焼室２１を取り囲む円筒形の中間燃焼室２６を有する（少なくとも管４０の軸に沿って見た図において）。

この円筒形の燃焼室は、熱衝撃吸収部分を形成する。具体的には、この燃焼室内では、水素が、断面平面内で、噴出管のＸ軸に平行なＤ方向に流れる：このＤ方向は、（燃焼室の中心Ｃを基準にして）半径方向に対して角度βを形成し、角度βは９０度であり、したがって４５度よりもかなり大きい。

中間燃焼室２６において、水素は、したがって燃焼室２１に接近することなく壁２５の内側を流れるが、これは、水素と本体２０との間で大量の熱交換が行われることを可能にし、また本体２０の温度が許容できない様式で上昇しないことを確実にする。

上流では、中間燃焼室２６は、接続セグメント２９を介して連結部２８に接続される。下流では、中間燃焼室２６は、注入孔２７を介して燃焼室２１に接続される。

図３Ａ（図３の軸部からの詳細）に見られるように、水素供給ダクト２２は、燃焼室２１の中心Ｃを包含する断面平面内に、１２０度より大きい角度αの少なくとも１つの屈曲部を有する。

したがって、この実施形態では、水素供給ダクト２２はバッフルを含む：そのため、燃料（水素）は、特定の距離にわたって本体２０の壁２５内を流れるよう制約され、それによって水素と本体２０との間の熱交換が促進され、ひいては本体２０を十分に低い温度に維持することが可能となる。

酸素を供給するための内部ダクト２４ｉ
内部ダクト２４ｉは、連結部３０を燃焼室２１の壁に形成された酸素注入孔３９に接続する。

酸素を再注入するためのダクト６０
内部ダクト６０ｉは、最初に本体２０の厚さの中に配置され、次いで、噴出管４０の厚さの中でさらに下流に配置される。

ダクト２２ｉと同様に、ダクト６０ｉは、中間燃焼室６１によって構成される熱衝撃吸収部分を有する。この燃焼室は、Ｘ軸の周りの回転体の体積を形成し、噴出管４０の横に位置する燃焼室２１の端部に配置される。ダクト６０ｉは、図示されていないダクト部分を介して連結部３５に燃焼室６１を接続する。

燃焼室６１から下流には、管４０の壁の内側にダクト６０ｉが配置される。この部分において、ダクト６０ｉは、管４０の周囲に複数の巻回部を有するらせん部６３を形成し、それによって管４０と酸素との間の熱交換を最大化する。

管４０の端部では、ダクト６０ｉがエンジン１００の燃焼室１１６内に開放する。したがって、それは、実質的に噴出管４０によって高温ガスが排出される場所で酸素を排出する。

締結
点火トーチ１０はまた、ノズル１０８に締結するために管４０の周囲に配置された締結フランジ７０も有する。

この目的のために、管４０の壁は、本体２０とフランジ７０との間が非常に厚く、したがって、本体２０の重量をフランジ７０に伝達するのに十分な機械的強度を有する。

フランジの温度が上昇するのを避けるために、この厚さを利用して、フランジから管４０を断熱する。

具体的には、管４０は、断熱通路４８を有する。この通路は、管４０の内部ダクト４６とフランジ７０との間に放射状に配置される。

それはまた、フランジ７０が管４０に締結された平面に対して上流から下流に、軸方向に（Ｘ軸に沿って）延在する。

通路４８は、それぞれダクト４６及び６０内を流れる流体（燃焼ガス及び酸素）から隔離されており、トーチ１０の周囲の大気とのみ連通している。

図示される実施形態において、通路４８は、フランジ７０から離れた本体２０の端部にある大気と連通している。別の実施形態において、通路（または燃焼室）４８は、フランジ７０を基準にして本体２０と同じ側にある大気と連通することができる。

第２の実施形態
図４を参照して、点火トーチ１０の第２の実施形態について以下に説明する。この第２の実施形態は、以下に述べる特定の特徴を除いて第１の実施形態と同一である。

第１の実施形態と第２の実施形態との違いは、酸素及び水素が調整される方式にある。

第１の実施形態では、弁３２及び３４は、それぞれ、ダクト２２、２４、及び６０内の水素及び酸素の流量を調整する役割を果たす。

対称的に、第２の実施形態において、これらの３つの流量は調整弁によって調整されるのではなく、それらは単に較正流量部を有するプレートを使用することによって制御される。

図示される実施形態において、製造を単純化するために、本体２０は突起部３３を有さず、したがって外部連結部３５を有しない。

この実施形態では、連結部３０から続く単一パイプ２４ｅ、６０ｅがダクト２４及びダクト６０の外部部分を構成する。このパイプは、連結部３０を回路１１４に直接接続するが、調整弁３４は存在しない。

同様に、別のパイプがダクト２２ｅを形成し、また連結部２８を回路１１２に直接接続するが、同様に調整弁３２は存在しない。

内部ダクト２４ｉ及び内部ダクト６０ｉは両方とも、上流で連結部３０の間に配置された較正プレート５２に接続され、連結部によってダクト２４ｅ、６０ｅに接続される。

較正プレート５２は、２つの較正オリフィス５４及び５５を有する円盤形状のプレートである。較正オリフィス５４及び５５は、ダクト２４ｉ及び６０ｉのそれぞれにおいて流体流量を制御する抑制部を構成する。

有利には、プレート５２は可動である。連結部３０を緩めた後、別のプレートと交換するためにプレートを取り外すことは容易である。

例として、プレート５２を、オリフィス５４及び５５のものとは異なる流量部を有する較正オリフィス５４’及び５５’を有する別のプレート５２’と交換することが可能であり、そのような変化は、トーチ１０の混合比を変更すること、ひいては管４０が冷却される方式を単純化する。

本発明は、特定の実施形態を参照して説明されているが、特許請求の範囲によって定義されるような本発明の一般的な範囲から逸脱することなく、これらの実施形態に種々の修正及び変更が行われ得ることは明らかである。さらに、記載される種々の実施形態の個々の特徴は、さらなる実施形態において組み合わされてもよい。故に、説明及び図面は、限定的ではなく例示的な意味で捉えられるべきである。

１０ 点火トーチ
２０ 本体
２１ 内燃室、燃焼室
２２ 水素供給ダクト、燃料供給ダクト、ダクト
２４ 酸化剤供給ダクト、ダクト
２２ｅ、２４ｅ、６０ｅ パイプ部分、ダクト
２２ｉ、２４ｉ 内部ダクト部分、内部ダクト、供給ダクト、ダクト
６０ｉ 内部ダクト部分、内部部分、内部パイプ、ダクト
２３、３１、３３ 突出部分
２５ 壁、厚肉の筐体
２６、６１ 中間燃焼室
２７ 注入孔
２８、３０、３５ 外部接続部、外部連結部分、外部連結部、連結部
２９ 接続セグメント
３２、３４ 調整弁、弁
３７ スパークプラグ
４０ 噴出管、管
４４ 出口、第２の端部
４６ 内部ダクト
４８ 断熱通路、通路
５０ 電子制御装置
５４、５５、５４’、５５’ 較正オリフィス
５２ 較正プレート、プレート
６０ 酸素再注入ダクト、ダクト
７０ フランジ
１００ ロケットエンジン
１０２ 推進剤タンク、液体水素タンク
１０４ 推進剤タンク、液体酸素タンク
１０６ 供給回路
１０８ ノズル
１１２ 水素回路、供給回路、回路
１１４ 酸素回路、酸素供給回路、供給回路、回路
１１６ 主燃焼室、燃焼室
１１８ 拡大部分

Claims (11)

1. ロケットエンジン燃焼室（１１６）と、ロケットエンジン燃焼室（１１６）内で燃焼を開始させるための点火トーチ（１０）と、を備えるロケットエンジン（１００）であって、
   ロケットエンジン燃焼室は、ロケットエンジンの主燃焼室（１１６）、またはロケットエンジンのガス発生器の燃焼室、またはロケットエンジンのプリバーナーの燃焼室であり、
   点火トーチ（１０）は、
   トーチ燃焼室（２１）が配置された本体（２０）と、
   トーチ燃焼室（２１）を出る燃焼ガスを排出するための噴出管（４０）と、を備え、
   噴出管（４０）は、本体（２０）に接続された第１の端部と、ロケットエンジン燃焼室内に配置された第２の端部（４４）とを有し、
   本体（２０）は、燃料供給ダクト（２２）及び酸化剤供給ダクト（２４）を介して燃料及び酸化剤がそれぞれトーチ燃焼室に供給され得るように構成され、
   ロケットエンジン（１００）は、点火トーチ（１０）が、実質的に噴出管（４０）の出口で酸化剤が注入され得るように構成される酸化剤再注入ダクト（６０）をさらに備えることを特徴とする、ロケットエンジン（１００）。
2. 燃焼室に供給するための燃料供給調整弁（３２）及び／もしくは酸化剤供給調整弁（３４）、ならびに／または酸化剤再注入調整弁（３２）をさらに含み、弁（複数可）が、トーチ燃焼室への燃料供給、トーチ燃焼室への酸化剤供給、及び／または酸化剤再注入ダクト（６０）内への酸化剤注入流をそれぞれ調整するように適合される、請求項１に記載のロケットエンジン（１００）。
3. 燃料供給ダクト内に配置された較正流量部の燃料供給プレート（５２）、及び／または酸化剤供給ダクト内に配置された較正流量部の酸化剤供給プレート、及び／または酸化剤再注入ダクト内に配置された較正流量部の酸化剤再注入プレートをさらに備える、請求項１または請求項２に記載のロケットエンジン（１００）。
4. 前記プレート（５２）または前記プレートのうちの少なくとも１つは取り外し可能である、請求項３に記載のロケットエンジン（１００）。
5. 酸化剤供給プレート及び酸化剤再注入プレートが、単一プレート（５２）を形成する、請求項３または請求項４に記載のロケットエンジン（１００）。
6. 酸化剤再注入ダクト（６０）が、噴出管（４０）の壁の厚さの中に少なくとも一部配置される、請求項１〜５のいずれか一項に記載のロケットエンジン（１００）。
7. 燃料供給ダクト（２２）及び／または酸化剤供給ダクト（２４）が、点火トーチ（１０）の本体（２０）内に形成されたそれぞれのバッフルを有する、請求項１〜６のいずれか一項に記載のロケットエンジン（１００）。
8. 燃料供給ダクト（２２）及び／もしくは酸化剤供給ダクト（２４）、ならびに／または酸化剤再注入ダクト（６０）が、トーチの本体（２０）の壁（２５）の中で、トーチ燃焼室（２１）の中心（Ｃ）を基準にして半径方向に対して４５度より大きい角度を形成する方向に延在するそれぞれの熱衝撃吸収部分（２６）を含む、請求項１〜７のいずれか一項に記載のロケットエンジン（１００）。
9. 噴出管の周囲に配置された締結フランジと、噴出管の内部ダクト（４６）とフランジ（７０）との間に放射状に配置され、酸化剤再注入ダクトからの流体流から隔離された断熱通路（４８）と、を有する、請求項１〜８のいずれか一項に記載のロケットエンジン（１００）。
10. 点火トーチが５より高い正規化混合比（ＲＭＮ）で作動することができるように構成されることを特徴とする、請求項１〜９のいずれか一項に記載のロケットエンジン（１００）。
11. ロケットエンジン燃焼室の各壁と噴出管（４０）の第２の端部（４４）との間の最小距離が、ｋＤよりも大きく、この場合、Ｄは、噴出管（４０）の出口での内径であり、ｋは、３に等しい係数である、請求項１〜１０のいずれか一項に記載のロケットエンジン（１００）。

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