【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。 （もっと読む）

【課題】熱的負荷に対応することができ、しかもコストの低減化を可能にした、ノズルエクステンションを提供する。
【解決手段】ロケットエンジン１の燃焼室２に接続されるノズルエクステンション３である。燃焼室２に接続するノズル入口側開口部４に、その開口縁４ａから外側に張り出すステップ部５が設けられている。ステップ部５の外側端５ａからノズル出口７側にかけて、その内面が外側に膨らみつつ拡径している。 （もっと読む）

【課題】尾部内部に切り離し部位を有する飛翔体として、例えばラムロケットにおいて、飛翔体の尾部の損傷を防止することができる飛翔体の切り離し構造を提供する。
【解決手段】ラムジェットノズルＪＮに装着した筒状のホルダ４によりロケットノズルＲＮを保持し、線状火工品６によりホルダ４の尾部を全周にわたって切断してロケットノズルＲＮを分離する構造を有するラムロケットＲの切り離し構造。ホルダ４に、線状火工品６による切断部よりも頭部側の外周を拘束するバンド１６を設け、バンド１６によりホルダ４の亀裂発生を防止する。さらに、分離時の線状火工品の爆発エネルギーを、バンド１６の締結ボルトのシェアーピン的使用による吸収やバンド１６の頭部側への移動による吸収により転換して、効率的なエネルギー吸収を行うと共に、このようなエネルギー分散により飛翔体の軽量・小型化を図ることができる。 （もっと読む）

【課題】酸化からの保護のための被覆を供された複合材部品の提供。
【解決手段】保護のための被覆は、そのほとんどがＴｉＢ₂からなるホウ化物粉末、そのほとんどがホウケイ酸ガラスの混合物から構成される少なくとも１つのガラス状耐火性酸化物粉末、およびセラミック−前駆体樹脂を含むバインダの混合物からなる複合物を複合材から作られる部品に適用し、前記樹脂を４００℃以下で硬化させ、かつ６００℃以上での熱処理により、または前記被覆された部分の高温への第１露出によりセラミック化処理することにより形成される。 （もっと読む）

【課題】薄い厚さの熱構造複合材料部品および製造方法を提供する。
【解決手段】本発明は、少なくとも部分的に薄いマトリックスαによって密度化されたカーボンまたはセラミックで作られたファイバーを有しているファイバー強化材を有している熱構造複合材料部品に関し、その部品の厚さは２ｍｍ未満または１ｍｍ未満でさえあり、ファイバー強化材は、少なくとも２００テックスにあるカウントを有している展延されたスレッドで作られた単一の厚さの多層織物で作られており、ファイバー体積パーセントは２５％ないし４５％の間にあり、多層織物層の数とその部品のｍｍでの厚さの比は４以上である。
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【解決手段】 伸長可能な出口コーンを有するロケットエンジンは、燃焼室からのガスの排気ノズルであって、長手方向軸線（ＺＺ’）を有し、且つ、ノズルスロート及び定置の第１出口コーンセグメント（１２）を形成する第１部分を有する排気ノズルと、定置の第１出口コーンセグメント（１２）の断面よりも大きい断面の少なくとも１つの伸長可能な第２出口コーンセグメント（１６）と、伸長可能な第２出口コーンセグメント（１６）を伸長させるための伸長機構（１８）とを含み、前記伸長機構は第１及び第２出口コーンセグメント（１２、１６）の外側に配置される。剛性保護シールド（１０２）は、伸長機構（１８）と定置の第１出口コーンのセグメント（１２）との間に介在される。熱熱保護シールド（１０２）は、第１出口コーンセグメント（１２）の方に向いた面に凸面壁（１０４）を有する。 （もっと読む）

【課題】本発明の目的は、燃焼ガスの流れの状態の遷移が適切に行われるロケットノズル及びロケットエンジン燃焼ガス流れの制御方法を提供することである。
【解決手段】ロケットノズル８は、デュアルベルノズル１０と、デュアルベルノズル１０に囲まれた空間８０にガスを導入するガス導入部４０Ａとを具備する。空間８０を燃焼ガスが流れる。デュアルベルノズル１０は、空間８０の上流側部分８１を囲むベル形状の第１段ノズル２０と、空間８０の下流側部分８２を囲むベル形状の第２段ノズル３０を備える。デュアルベルノズル１０は、第１段ノズル２０と第２段ノズル３０の間に変曲点１２を有する。ガス導入部４０Ａは、第１段ノズル２０の内壁面に設けられたガス導入口４５を備える。ガス導入口４５から空間８０にガスが導入される。 （もっと読む）

【解決手段】 極低温推進剤ロケットエンジンは、少なくとも第１液体推進剤用の第１タンク（７０）と、第２液体推進剤用の第２タンク（８０）と、不活性流体用の第３タンク（６０）と、燃焼室（４１）、第１液体推進剤及び第２液体推進剤を燃焼室（４１）に噴射するための装置（４４、４５）、ノズルスロート（４２）、並びに末広部分（４３）を含む軸対称ノズル（４０）とを有し、また、ロケットエンジンの運転中に放出される熱放射のエネルギーを回収するために、及び上記不活性流体を加熱するために、上記不活性流体を移送するための少なくとも１つのダクトを含み且つノズルの外側に、そのすぐ近くで接触することなく配置されるヒータ装置（１２０）を含む。 （もっと読む）

【解決手段】 極低温推進剤ロケットエンジンは、少なくとも第１液体推進剤用の第１タンク（７０）と、第２液体推進剤用の第２タンク（８０）と、不活性流体用の第３タンク（６０）と、燃焼室（４１）、第１液体推進剤及び第２液体推進剤を燃焼室（４１）に噴射するための装置（４４、４５）、ノズルスロート（４２）、並びに末広部分（４３）を含む軸対称ノズル（４０）と、を有し、また、ロケットエンジンの運転中に放出される熱放射のエネルギーを回収するために、及び上記不活性流体を加熱するために、上記不活性流体を移送するための少なくとも１つのダクトを含み且つノズル（４０）の外側に、そのすぐ近くで接触することなく配置されたヒータ装置（２０）を含む。 （もっと読む）

【解決手段】 本発明は、ガスの噴射部(11)の下流にある首部(15)と、この首部の下流にあり、その壁部(30)の外側面が、動作中に、極低温製品を用い且つこの外側面を囲んでいる冷却システムにより冷却される拡散部とを有する燃焼チャンバー(10)に関する。この拡散部(20)は、その壁部(30)の内側面(32)に、温度補償部として機能するコーティング(40)を備え、これによりこのコーティング(40)の内側面の温度が、動作条件の下でこの内側面(42)上の燃焼ガスの凝縮温度より高くなり、その結果、凝縮が内側面(42)で生じないようになっている。 （もっと読む）