液体ロケットエンジン用ノズル
【課題】従来の液体ロケットエンジン用ノズルにおいて、再生冷却を行うものやコロンビウム等の耐熱性金属を使用したものでは、いずれも製造の工数やコストが嵩むという問題点があった。
【解決手段】スロート部Ｔよりも下流側の周上に、ノズル外部から導入した冷却用流体をノズル内面に沿って流出させる環状マニホルド１を備えた液体ロケットエンジン用ノズルＮとした。環状マニホルド１からノズル内面に沿って冷却用流体を流出させることで、冷却用流体によるフィルム冷却を行い、充分な耐熱機能を確保したうえで、製造工数の削減や製造コストの低減を実現した。
【解決手段】スロート部Ｔよりも下流側の周上に、ノズル外部から導入した冷却用流体をノズル内面に沿って流出させる環状マニホルド１を備えた液体ロケットエンジン用ノズルＮとした。環状マニホルド１からノズル内面に沿って冷却用流体を流出させることで、冷却用流体によるフィルム冷却を行い、充分な耐熱機能を確保したうえで、製造工数の削減や製造コストの低減を実現した。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、液体ロケットエンジンを構成するノズルの改良に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
液体ロケットエンジンのノズルは、非常に高温の燃焼ガスに晒されるので耐熱対策が不可欠であり、例えば特許文献１に記載されているように、ノズル壁部を全体的に二重構造にして、その層間に推進剤の一部を冷却用流体として流通させる再生冷却が周知である。また、非特許文献１に記載されているように、ノズル材料としてコロンビウム等の耐熱性金属を使用し、その耐熱性金属材料に圧延及びプレス等の塑性加工や溶接などを施してノズルを形成することも周知である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開平６−４２４０７号公報
【非特許文献】
【０００４】
【非特許文献１】『ロケット工学』株式会社養賢堂、１９９３年１月２７日発行、第３２６頁
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、上記したような従来の液体ロケットエンジン用ノズルにおいて、再生冷却を行うものでは、ノズルの全体的な構造が複雑になり、その分製造の工数やコストが嵩むという問題点があった。また、コロンビウム等の耐熱性金属を使用した場合には、材料が高価であるうえに、加工や溶接が非常に難しいので、同様に製造の工数やコストが嵩むという問題点があり、このような問題点を解決することが課題であった。
【０００６】
本発明は、上記従来の課題に着目して成されたものであって、充分な耐熱機能を備えたうえで、製造工数の削減や製造コストの低減を実現することができる液体ロケットエンジン用ノズルを提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の液体ロケットエンジン用ノズルは、スロート部よりも下流側の周上に、ノズル外部から導入した冷却用流体をノズル内面に沿って流出させる環状マニホルドを備え、環状マニホルドが、ノズル外周に配置される外環部と、内周端がノズル内側に延出する内環部とを一体的に備えており、外環部が、冷却用流体の導入部と、導入部に連通し且つ周方向にわたって形成した冷却用流体の外側流路を備えると共に、内環部が、外側流路に連通し且つ周方向にわたって形成した内側流路と、周方向にわたって所定間隔で配置され且つノズル内周面に沿って開放した多数の噴射孔を備えている構成としており、上記構成をもって従来の課題を解決するための手段としている。
【発明の効果】
【０００８】
本発明の液体ロケットエンジン用ノズルは、環状マニホルドからノズル内面に沿って冷却用流体を流出させることで、冷却用流体によるフィルム冷却が行うこととなり、充分な耐熱機能を得ることができ、これにより、ノズルの全体的な構造が複雑化することがないうえに、ノズル材料として高価な耐熱性金属を用いる必要もないので、製造工数の削減や製造コストの低減を実現することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】本発明の液体ロケットエンジン用ノズルを説明するブロック図である。
【図２】環状マニホルドを説明する上側からの斜視図である。
【図３】環状マニホルドを説明する下側からの斜視図である。
【図４】ノズルにおける環状マニホルド部分の垂直断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
図１に示す液体ロケットエンジンは、ノズルＮの頭部に連続する燃焼室Ｃと、燃焼室Ｃの頭部に設けた噴射器Ｉを備えると共に、噴射器Ｉに燃料を加圧供給するためのターボポンプＴＰ１と、同噴射器Ｉに酸化剤を加圧供給するためのターボポンプＴＰ２を備えている。なお、燃料としては、例えば液化天然ガス（ＬＮＧ：液化メタン）を用いることができ、酸化剤としては、例えば液体酸素（ＬＯＸ）を用いることができる。
【００１１】
また、液体ロケットエンジンは、噴射器Ｉに導入される燃料及び酸化剤の一部を取り入れて混合燃焼させるガス発生器ＧＧを備え、このガス発生器ＧＧで発生させた燃焼ガスを各ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２の駆動流体として用いるようになっている。このとき、ガス発生器ＧＧでは、配管類の熱保護だけでなく、強度低下の観点からリスク無く運用するために、燃料及び酸化剤を燃料過多の状態で混合燃焼させて、発生する燃焼ガスの温度を低くしている。
【００１２】
上記の液体ロケットエンジンを構成するノズルＮは、その材料が、例えばコバルト合金であって、その材料に圧延及びプレス等の塑性加工や溶接などを施して、所定のノズル形状に形成したものである。
【００１３】
そして、上記ノズルＮは、スロート部Ｔよりも下流側の周上に、ノズル外部から導入した冷却用流体をノズル内面に沿って流出させる環状マニホルド１を備えている。この実施形態では、冷却用流体として、先のガス発生器ＧＧで発生した燃焼ガスを用いている。なお、ガス発生器ＧＧで発生した燃焼ガスは、先述の如く燃料及び酸化剤を燃料過多の状態で燃焼させるので、例えば５００℃程度の温度であり、各ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２の駆動に使用することで、３００℃程度に低下する。
【００１４】
環状マニホルド１は、図２及び図３に示すように、ノズル外周に配置される外環部２と、内周端がノズル内側に延出する内環部３とを一体的に備えている。この環状マニホルド１は、図４に示すように、上側ノズル部材Ｎａの下端に設けた外向きのフランジＦａと、下側ノズル部材Ｎｂの上端に設けた外向きのフランジＦｂとで内環部３を挟持するようにして、ノズルＮに固定されている。
【００１５】
外環部２は、冷却用流体（低温の燃焼ガス）の導入部４と、この導入部４に連通し且つ周方向にわたって形成した冷却用流体の外側流路５を備えている。導入部４は、外環部２の周上の一箇所に設けてあり、前記ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２の排気側から導いた図示しない配管を接続する。外側流路５は、外環部２の全周にわたって連続している。
【００１６】
内環部３は、外側流路５に連通し且つ周方向にわたって形成した内側流路６と、周方向にわたって所定間隔で配置され且つノズル内周面に沿って開放した多数の噴射孔７を備えている。内側流路６は、内環部３の全周にわたって連続しており、図４に示すように、周方向に所定間隔で設けた多数の連通孔８により、外側流路５と互いに連通している。各噴射孔７は、ノズル内面に延出した内環部３の内周端において、全周にわたって所定間隔で配置され且つ下向きに形成してある。
【００１７】
ここで、ノズルＮは、図４に示すように、少なくともスロート部Ｔの上流側から環状マニホルド１に至る範囲のノズル内面にアブレータＡを備えている。アブレータＡは、ノズルＮから噴出する高温のガスにより溶融・蒸発して、その潜熱により冷却効果をもたらす周知の材料である。そして、当該ノズルＮでは、環状マニホルド１における内環部３のノズル内面からの延出量が、アブレータＡの厚さよりも小さいものとなっている。これにより、ノズル内面は、内環部３の内周端の部分が下向きの段差になっている。
【００１８】
上記構成を備えた液体ロケットエンジンは、ガス発生器ＧＧにおいて燃料及び酸化剤を燃料過多の状態で混合燃焼させると共に、その燃焼ガスにより両ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２を駆動する。そして、各ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２により燃料及び酸化剤を噴射器Ｉに加圧供給する。これにより、液体ロケットエンジンは、噴射器Ｉから燃料及び酸化剤を噴射して燃焼室Ｃで混合燃焼させ、その燃焼ガスをノズルＮから噴出することで推進力を得る。
【００１９】
このとき、液体ロケットエンジン用ノズルＮは、ガス発生器ＧＧから各ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２を経た低温の燃焼ガスを環状マニホルド１に導入し、その燃焼ガスを外環部２の外側流路５から内環部３の内側流路６に流通させて、多数の噴射孔７から燃焼ガスを一斉に噴射する。これにより、ノズル内面に低温の燃焼ガスがフィルム状に供給されることとなり、燃焼室Ｃで発生した高温の燃焼ガスからノズル内面を保護する。
【００２０】
このように、上記実施形態の液体ロケットエンジン用ノズルＮは、環状マニホルド１から冷却用流体（低温の燃焼ガス）を噴射するフィルム冷却を行って、充分な耐熱機能を得ることができる。これにより、ノズル材料としては、コロンビウムのような高価で加工し難い耐熱性材料を用いずに、安価で加工し易い耐熱性材料を使用することができ、製造の工数やコストの大幅な低減を実現することができる。
【００２１】
例えば、上記実施形態で説明したように、ノズル材料としてコバルト合金等を使用すれば、コロンビウムを用いた場合に比べて、材料費が節減され、圧延及びプレス等の塑性加工や溶接などにも容易に対処することができる。
【００２２】
また、上記実施形態の液体ロケットエンジン用ノズルＮは、外環部２及び内環部３から成る環状マニホルド１の採用により、ノズル壁部を二重構造にして再生冷却を行うものに比べて、全体構造が簡単なものとなり、このような面からも製造工数の削減や製造コストの低減を実現することができる。
【００２３】
さらに、上記実施形態の液体ロケットエンジン用ノズルＮは、環状マニホルド１における内環部３のノズル内面からの延出量を、アブレータＡの厚さよりも小さくしたことで、燃焼室Ｃからの高温の燃焼ガス流と内環部３との干渉を防ぐことができ、とくに内環部３の熱保護機能が高められる。
【００２４】
さらに、上記実施形態の液体ロケットエンジン用ノズルＮは、ガス発生器ＧＧで発生した低温の燃焼ガスをターボポンプＴＰ１，ＴＰ２の駆動流体及びノズルＮの冷却用流体の両方に用いることで、上記の燃焼ガスを効率的に使用するものとなっている。
【００２５】
本発明の液体ロケットエンジン用ノズルは、その構成が上記実施形態のみに限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲において構成の細部を適宜変更することが可能である。
【符号の説明】
【００２６】
１ 環状マニホルド
２ 外環部
３ 内環部
４ 導入部
５ 外側流路
６ 内側流路
７ 噴射孔
Ａ アブレータ
Ｃ 燃焼室
ＧＧ ガス発生器
Ｉ 噴射器
Ｎ ノズル
Ｔ スロート部
ＴＰ１ ターボポンプ
ＴＰ２ ターボポンプ
【技術分野】
【０００１】
本発明は、液体ロケットエンジンを構成するノズルの改良に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
液体ロケットエンジンのノズルは、非常に高温の燃焼ガスに晒されるので耐熱対策が不可欠であり、例えば特許文献１に記載されているように、ノズル壁部を全体的に二重構造にして、その層間に推進剤の一部を冷却用流体として流通させる再生冷却が周知である。また、非特許文献１に記載されているように、ノズル材料としてコロンビウム等の耐熱性金属を使用し、その耐熱性金属材料に圧延及びプレス等の塑性加工や溶接などを施してノズルを形成することも周知である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開平６−４２４０７号公報
【非特許文献】
【０００４】
【非特許文献１】『ロケット工学』株式会社養賢堂、１９９３年１月２７日発行、第３２６頁
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、上記したような従来の液体ロケットエンジン用ノズルにおいて、再生冷却を行うものでは、ノズルの全体的な構造が複雑になり、その分製造の工数やコストが嵩むという問題点があった。また、コロンビウム等の耐熱性金属を使用した場合には、材料が高価であるうえに、加工や溶接が非常に難しいので、同様に製造の工数やコストが嵩むという問題点があり、このような問題点を解決することが課題であった。
【０００６】
本発明は、上記従来の課題に着目して成されたものであって、充分な耐熱機能を備えたうえで、製造工数の削減や製造コストの低減を実現することができる液体ロケットエンジン用ノズルを提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の液体ロケットエンジン用ノズルは、スロート部よりも下流側の周上に、ノズル外部から導入した冷却用流体をノズル内面に沿って流出させる環状マニホルドを備え、環状マニホルドが、ノズル外周に配置される外環部と、内周端がノズル内側に延出する内環部とを一体的に備えており、外環部が、冷却用流体の導入部と、導入部に連通し且つ周方向にわたって形成した冷却用流体の外側流路を備えると共に、内環部が、外側流路に連通し且つ周方向にわたって形成した内側流路と、周方向にわたって所定間隔で配置され且つノズル内周面に沿って開放した多数の噴射孔を備えている構成としており、上記構成をもって従来の課題を解決するための手段としている。
【発明の効果】
【０００８】
本発明の液体ロケットエンジン用ノズルは、環状マニホルドからノズル内面に沿って冷却用流体を流出させることで、冷却用流体によるフィルム冷却が行うこととなり、充分な耐熱機能を得ることができ、これにより、ノズルの全体的な構造が複雑化することがないうえに、ノズル材料として高価な耐熱性金属を用いる必要もないので、製造工数の削減や製造コストの低減を実現することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】本発明の液体ロケットエンジン用ノズルを説明するブロック図である。
【図２】環状マニホルドを説明する上側からの斜視図である。
【図３】環状マニホルドを説明する下側からの斜視図である。
【図４】ノズルにおける環状マニホルド部分の垂直断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
図１に示す液体ロケットエンジンは、ノズルＮの頭部に連続する燃焼室Ｃと、燃焼室Ｃの頭部に設けた噴射器Ｉを備えると共に、噴射器Ｉに燃料を加圧供給するためのターボポンプＴＰ１と、同噴射器Ｉに酸化剤を加圧供給するためのターボポンプＴＰ２を備えている。なお、燃料としては、例えば液化天然ガス（ＬＮＧ：液化メタン）を用いることができ、酸化剤としては、例えば液体酸素（ＬＯＸ）を用いることができる。
【００１１】
また、液体ロケットエンジンは、噴射器Ｉに導入される燃料及び酸化剤の一部を取り入れて混合燃焼させるガス発生器ＧＧを備え、このガス発生器ＧＧで発生させた燃焼ガスを各ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２の駆動流体として用いるようになっている。このとき、ガス発生器ＧＧでは、配管類の熱保護だけでなく、強度低下の観点からリスク無く運用するために、燃料及び酸化剤を燃料過多の状態で混合燃焼させて、発生する燃焼ガスの温度を低くしている。
【００１２】
上記の液体ロケットエンジンを構成するノズルＮは、その材料が、例えばコバルト合金であって、その材料に圧延及びプレス等の塑性加工や溶接などを施して、所定のノズル形状に形成したものである。
【００１３】
そして、上記ノズルＮは、スロート部Ｔよりも下流側の周上に、ノズル外部から導入した冷却用流体をノズル内面に沿って流出させる環状マニホルド１を備えている。この実施形態では、冷却用流体として、先のガス発生器ＧＧで発生した燃焼ガスを用いている。なお、ガス発生器ＧＧで発生した燃焼ガスは、先述の如く燃料及び酸化剤を燃料過多の状態で燃焼させるので、例えば５００℃程度の温度であり、各ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２の駆動に使用することで、３００℃程度に低下する。
【００１４】
環状マニホルド１は、図２及び図３に示すように、ノズル外周に配置される外環部２と、内周端がノズル内側に延出する内環部３とを一体的に備えている。この環状マニホルド１は、図４に示すように、上側ノズル部材Ｎａの下端に設けた外向きのフランジＦａと、下側ノズル部材Ｎｂの上端に設けた外向きのフランジＦｂとで内環部３を挟持するようにして、ノズルＮに固定されている。
【００１５】
外環部２は、冷却用流体（低温の燃焼ガス）の導入部４と、この導入部４に連通し且つ周方向にわたって形成した冷却用流体の外側流路５を備えている。導入部４は、外環部２の周上の一箇所に設けてあり、前記ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２の排気側から導いた図示しない配管を接続する。外側流路５は、外環部２の全周にわたって連続している。
【００１６】
内環部３は、外側流路５に連通し且つ周方向にわたって形成した内側流路６と、周方向にわたって所定間隔で配置され且つノズル内周面に沿って開放した多数の噴射孔７を備えている。内側流路６は、内環部３の全周にわたって連続しており、図４に示すように、周方向に所定間隔で設けた多数の連通孔８により、外側流路５と互いに連通している。各噴射孔７は、ノズル内面に延出した内環部３の内周端において、全周にわたって所定間隔で配置され且つ下向きに形成してある。
【００１７】
ここで、ノズルＮは、図４に示すように、少なくともスロート部Ｔの上流側から環状マニホルド１に至る範囲のノズル内面にアブレータＡを備えている。アブレータＡは、ノズルＮから噴出する高温のガスにより溶融・蒸発して、その潜熱により冷却効果をもたらす周知の材料である。そして、当該ノズルＮでは、環状マニホルド１における内環部３のノズル内面からの延出量が、アブレータＡの厚さよりも小さいものとなっている。これにより、ノズル内面は、内環部３の内周端の部分が下向きの段差になっている。
【００１８】
上記構成を備えた液体ロケットエンジンは、ガス発生器ＧＧにおいて燃料及び酸化剤を燃料過多の状態で混合燃焼させると共に、その燃焼ガスにより両ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２を駆動する。そして、各ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２により燃料及び酸化剤を噴射器Ｉに加圧供給する。これにより、液体ロケットエンジンは、噴射器Ｉから燃料及び酸化剤を噴射して燃焼室Ｃで混合燃焼させ、その燃焼ガスをノズルＮから噴出することで推進力を得る。
【００１９】
このとき、液体ロケットエンジン用ノズルＮは、ガス発生器ＧＧから各ターボポンプＴＰ１，ＴＰ２を経た低温の燃焼ガスを環状マニホルド１に導入し、その燃焼ガスを外環部２の外側流路５から内環部３の内側流路６に流通させて、多数の噴射孔７から燃焼ガスを一斉に噴射する。これにより、ノズル内面に低温の燃焼ガスがフィルム状に供給されることとなり、燃焼室Ｃで発生した高温の燃焼ガスからノズル内面を保護する。
【００２０】
このように、上記実施形態の液体ロケットエンジン用ノズルＮは、環状マニホルド１から冷却用流体（低温の燃焼ガス）を噴射するフィルム冷却を行って、充分な耐熱機能を得ることができる。これにより、ノズル材料としては、コロンビウムのような高価で加工し難い耐熱性材料を用いずに、安価で加工し易い耐熱性材料を使用することができ、製造の工数やコストの大幅な低減を実現することができる。
【００２１】
例えば、上記実施形態で説明したように、ノズル材料としてコバルト合金等を使用すれば、コロンビウムを用いた場合に比べて、材料費が節減され、圧延及びプレス等の塑性加工や溶接などにも容易に対処することができる。
【００２２】
また、上記実施形態の液体ロケットエンジン用ノズルＮは、外環部２及び内環部３から成る環状マニホルド１の採用により、ノズル壁部を二重構造にして再生冷却を行うものに比べて、全体構造が簡単なものとなり、このような面からも製造工数の削減や製造コストの低減を実現することができる。
【００２３】
さらに、上記実施形態の液体ロケットエンジン用ノズルＮは、環状マニホルド１における内環部３のノズル内面からの延出量を、アブレータＡの厚さよりも小さくしたことで、燃焼室Ｃからの高温の燃焼ガス流と内環部３との干渉を防ぐことができ、とくに内環部３の熱保護機能が高められる。
【００２４】
さらに、上記実施形態の液体ロケットエンジン用ノズルＮは、ガス発生器ＧＧで発生した低温の燃焼ガスをターボポンプＴＰ１，ＴＰ２の駆動流体及びノズルＮの冷却用流体の両方に用いることで、上記の燃焼ガスを効率的に使用するものとなっている。
【００２５】
本発明の液体ロケットエンジン用ノズルは、その構成が上記実施形態のみに限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲において構成の細部を適宜変更することが可能である。
【符号の説明】
【００２６】
１ 環状マニホルド
２ 外環部
３ 内環部
４ 導入部
５ 外側流路
６ 内側流路
７ 噴射孔
Ａ アブレータ
Ｃ 燃焼室
ＧＧ ガス発生器
Ｉ 噴射器
Ｎ ノズル
Ｔ スロート部
ＴＰ１ ターボポンプ
ＴＰ２ ターボポンプ
【特許請求の範囲】
【請求項１】
液体ロケットエンジンを構成するノズルであって、スロート部よりも下流側の周上に、ノズル外部から導入した冷却用流体をノズル内面に沿って流出させる環状マニホルドを備え、
環状マニホルドが、ノズル外周に配置される外環部と、内周端がノズル内側に延出する内環部とを一体的に備えており、
外環部が、冷却用流体の導入部と、導入部に連通し且つ周方向にわたって形成した冷却用流体の外側流路を備えると共に、
内環部が、外側流路に連通し且つ周方向にわたって形成した内側流路と、周方向にわたって所定間隔で配置され且つノズル内周面に沿って開放した多数の噴射孔を備えていることを特徴とする液体ロケットエンジン用ノズル。
【請求項２】
少なくともスロート部上流側から環状マニホルドに至る範囲のノズル内面にアブレータを備え、環状マニホルドにおける内環部のノズル内面からの延出量が、アブレータの厚さよりも小さいことを特徴とする請求項１に記載の液体ロケットエンジン用ノズル。
【請求項３】
液体ロケットエンジンが、ノズルの頭部側に連続する燃焼室と、燃焼室に燃料及び酸化剤を供給する夫々のターボポンプと、燃料及び酸化剤を燃料過多の状態で混合燃焼させるガス発生器を備えると共に、ガス発生器で発生した燃焼ガスを各ターボポンプの駆動流体として用いる構造を有しており、
冷却用流体が、ガス発生器で発生した燃焼ガスであることを特徴とする請求項１又は２に記載の液体ロケットエンジン用ノズル。
【請求項４】
ノズル材料がコバルト合金であることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の液体ロケットエンジン用ノズル。
【請求項１】
液体ロケットエンジンを構成するノズルであって、スロート部よりも下流側の周上に、ノズル外部から導入した冷却用流体をノズル内面に沿って流出させる環状マニホルドを備え、
環状マニホルドが、ノズル外周に配置される外環部と、内周端がノズル内側に延出する内環部とを一体的に備えており、
外環部が、冷却用流体の導入部と、導入部に連通し且つ周方向にわたって形成した冷却用流体の外側流路を備えると共に、
内環部が、外側流路に連通し且つ周方向にわたって形成した内側流路と、周方向にわたって所定間隔で配置され且つノズル内周面に沿って開放した多数の噴射孔を備えていることを特徴とする液体ロケットエンジン用ノズル。
【請求項２】
少なくともスロート部上流側から環状マニホルドに至る範囲のノズル内面にアブレータを備え、環状マニホルドにおける内環部のノズル内面からの延出量が、アブレータの厚さよりも小さいことを特徴とする請求項１に記載の液体ロケットエンジン用ノズル。
【請求項３】
液体ロケットエンジンが、ノズルの頭部側に連続する燃焼室と、燃焼室に燃料及び酸化剤を供給する夫々のターボポンプと、燃料及び酸化剤を燃料過多の状態で混合燃焼させるガス発生器を備えると共に、ガス発生器で発生した燃焼ガスを各ターボポンプの駆動流体として用いる構造を有しており、
冷却用流体が、ガス発生器で発生した燃焼ガスであることを特徴とする請求項１又は２に記載の液体ロケットエンジン用ノズル。
【請求項４】
ノズル材料がコバルト合金であることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の液体ロケットエンジン用ノズル。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図２】
【図３】
【図４】
【公開番号】特開２０１２−１８９０１０（Ｐ２０１２−１８９０１０Ａ）
【公開日】平成２４年１０月４日（２０１２．１０．４）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−５３８０２（Ｐ２０１１−５３８０２）
【出願日】平成２３年３月１１日（２０１１．３．１１）
【出願人】（５００３０２５５２）株式会社ＩＨＩエアロスペース (298)
【出願人】（５０３３６１４００）独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 (453)
【公開日】平成２４年１０月４日（２０１２．１０．４）
【国際特許分類】
【出願日】平成２３年３月１１日（２０１１．３．１１）
【出願人】（５００３０２５５２）株式会社ＩＨＩエアロスペース (298)
【出願人】（５０３３６１４００）独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 (453)
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