JP6084108B2 - ハイブリッドロケットエンジンとその点火方法 - Google Patents

Description

本発明は、固体燃料と液体または気体の酸化剤とを使用するハイブリッドロケットエンジンとその点火方法に関する。

宇宙ロケットに使用される推進系のロケットエンジンには、液体燃料ロケットエンジンと固体燃料ロケットエンジンとがある。

液体燃料ロケットエンジンは、液体燃料と液体酸化剤とを別々のタンクに貯蔵し、適宜それらを燃焼室に供給し、噴霧状態で混合して点火することにより推力を得るロケットエンジンである。

固体燃料ロケットエンジンは、予め酸化剤と混練した火薬等の固体燃料を推進剤として使用するロケットエンジンである。

一方、ハイブリッドロケットエンジンとは、固体燃料（燃料グレイン）と、液体または気体の酸化剤とを用いるロケットエンジンである。ハイブリッドロケットエンジンは、流体である酸化剤の流量を調整することにより、液体燃料ロケットエンジンのように燃焼制御できる。またハイブリッドロケットエンジンは、固体燃料を用いるので、構造を簡素化できる。

図１は、非特許文献１に開示された従来のハイブリッドロケットエンジン１００の説明図である。
非特許文献１のハイブリッドロケットエンジン１００は、モータケース１０３の前端（図１では左端）に燃焼ガス供給装置１０５を備え、かつモータケース１０３の前端に酸化剤Ｌ０を供給して、前方から点火する。

すなわち、非特許文献１のハイブリッドロケットエンジン１００は、燃焼ガス供給装置１０５から発生した燃焼ガスＧ０で燃料グレイン１０２を加熱し、その後酸化剤供給装置１０４から酸化剤Ｌ０を供給して燃料グレイン１０２を着火させるものである。

Ｇｅｏｒｇｅ Ｓｔｏｒｙ， Ｔｏｍ Ｚｏｌａｄｚ， Ｊｏｅ Ａｒｖｅｓ， Ｄａｒｒｅｎ Ｋｅａｒｎｅｙ， Ｔｅｒｒｙ Ａｂｅｌ， Ｏ． Ｐａｒｋ， "Ｈｙｂｒｉｄ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｉｏｎ Ｐｒｏｇｒａｍ ２５０Ｋ Ｈｙｂｒｉｄ Ｍｏｔｏｒ"， ３９ｔｈ ＡＩＡＡ／ＡＳＭＥ／ＡＳＥＥ Ｊｏｉｎｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｘｈｉｂｉｔ Ｈｕｎｔｓｖｉｌｌｅ， Ａｌ ２０‐２３ Ｊｕｌｙ ２００３， ＡＩＡＡ ２００３‐５１９８

上述した非特許文献１のハイブリッドロケットエンジン１００では、燃料グレイン１０２が固相、酸化剤Ｌ０は液相又は気相であるため、燃料グレイン１０２と酸化剤Ｌ０とを反応させる前に、燃料グレイン１０２の表面を加熱し、その表面をガス化し得る状態にする必要がある。そのため、従来のハイブリッドロケットエンジン１００は、着火が困難であり、改善が求められていた。

またハイブリッドロケットエンジン１００の点火は、酸化剤Ｌ０を供給してから、燃料グレイン１０２が着火するまでの時間（以下、本発明では「着火遅れ時間」とする。）が、短いことが理想である。
しかし、従来のハイブリッドロケットエンジン１００は、燃料グレイン１０２のガス化がうまく進まないため、着火遅れ時間が長くなっていた。そのため、ハイブリッドロケットエンジン１００が、発射直後に、十分な加速度を得られないという問題があった。

また点火の様式によっては、液体の酸化剤Ｌ０がガス化しないと、不安定燃焼（例えば振動燃焼）が生じることがあった。

本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、燃料グレインの着火性を向上させることにより酸化剤を供給してから、燃料グレインが着火するまでの着火遅れ時間を短くでき、不安定燃焼を低減することができるハイブリッドロケットエンジンとその点火方法を提供することにある。

本発明によれば、内部に中空加熱室とこれに接する燃料グレインとを有するモータケースと、
前記中空加熱室に液体酸化剤を供給する液体酸化剤供給装置と、
前記中空加熱室に燃焼ガスを供給する燃焼ガス供給装置と、を備え、
前記燃焼ガスにより前記燃料グレインと前記液体酸化剤とを加熱してガス化し、前記燃料グレインを着火するハイブリッドロケットエンジンであって、
前記中空加熱室は、中空円筒形であり、
さらに、前記中空加熱室と同心にその内側に設置された中空円筒形の固体補助燃料を備える、ことを特徴とするハイブリッドロケットエンジンが提供される。

また前記燃焼ガス供給装置は、前記固体補助燃料の円筒形内面に沿って接線方向に前記燃焼ガスを噴射する噴射ノズルを有する。

また、本発明によれば、内部に中空加熱室とこれに接する燃料グレインとを有するモータケースと、
前記中空加熱室に液体酸化剤を供給する液体酸化剤供給装置と、
前記中空加熱室に燃焼ガスを供給する燃焼ガス供給装置と、を備え、
前記燃焼ガスにより前記燃料グレインと前記液体酸化剤とを加熱してガス化し、前記燃料グレインを着火するハイブリッドロケットエンジンの点火方法であって、
前記中空加熱室を中空円筒形に形成し、
前記中空加熱室と同心にその内側に中空円筒形の固体補助燃料を設置し、
前記燃焼ガスにより、前記固体補助燃料を加熱してガス化し、前記固体補助燃料から補助燃料ガスを発生させ、
前記補助燃料ガスを前記燃料グレインと前記液体酸化剤との前記ガス化に利用する、ことを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの点火方法が提供される。

また前記燃焼ガスにより、前記固体補助燃料を加熱してガス化し、前記固体補助燃料から補助燃料ガスを発生させて前記中空加熱室内に充満させ、
次いで、前記液体酸化剤を前記中空加熱室に供給して、前記補助燃料ガスの一部を着火させて燃焼排ガスを発生させ、
前記補助燃料ガスと前記燃焼排ガスにより、前記燃料グレインと前記液体酸化剤の残部を加熱してガス化し、ガス化した前記燃料グレインをガス化した液体酸化剤で燃焼させる。

また前記燃焼ガス供給装置により、固体補助燃料の円筒形内面に沿って接線方向に前記燃焼ガスを噴射する。

上述した本発明の装置と方法によれば、モータケースの中空加熱室内に同心の固体補助燃料を有するので、固体補助燃料を燃焼ガスで温めてガス化させ、固体補助燃料から補助燃料ガスを発生させることができる。

また、固体補助燃料が燃焼ガスによりガス化し、燃料グレインの表面が加熱された状態で液体酸化剤を供給することにより、液体酸化剤の一部と固体補助燃料から発生した高温の補助燃料ガスとを着火できる。
それにより、本発明のハイブリッドロケットエンジンは、燃料グレインの着火性を向上でき、液体酸化剤を供給してから、燃料グレインが着火するまでの着火遅れ時間を短縮できる。

さらに固体補助燃料が燃焼ガスによりガス化し、燃料グレインの表面が加熱された状態で液体酸化剤を供給することにより、液体酸化剤を十分にガス化できる。それにより、本発明のハイブリッドロケットエンジンは、不安定燃焼を低減することができる。

非特許文献１に開示された従来のハイブリッドロケットエンジンの説明図である。 本発明のハイブリッドロケットエンジンの説明図である。 図２のＡ−Ａ断面図である。

以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

図２は、本発明のハイブリッドロケットエンジン１０の説明図である。また図３は、図２のＡ−Ａ断面図である。
本発明のハイブリッドロケットエンジン１０は、内部に中空加熱室１とこれに接する燃料グレイン２とを有するモータケース３と、中空加熱室１に液体酸化剤Ｌを供給する液体酸化剤供給装置４と、中空加熱室１に燃焼ガスＧ１を供給する燃焼ガス供給装置５と、を備える。

そして本発明のハイブリッドロケットエンジン１０は、燃焼ガスＧ１により燃料グレイン２と液体酸化剤Ｌとを加熱してガス化し、燃料グレイン２を着火する。

モータケース３は、燃料グレイン２の燃焼による高圧に耐える圧力容器であり、円筒状壁面を有し、モータケース３内で生じたガスを膨張、加速させて噴射させるためのノズル１６が後端に連結されている。モータケース３の材料は、鉄鋼、アルミニウム合金、またはＦＲＰであることが望ましい。

液体酸化剤供給装置４は、内部に液体酸化剤Ｌを入れる中空を有する酸化剤タンク４ａと、酸化剤タンク４ａとモータケース３の中空加熱室１を連結し、中空加熱室１内に液体酸化剤Ｌを供給するインジェクタ４ｂとを有することが好ましい。またインジェクタ４ｂは、モータケース３の前端もしくは中空加熱室１の前端に連結していることが好ましい。
しかし液体酸化剤供給装置４の構成はこれに限らず、他の構成でもよい。

液体酸化剤Ｌは、極低温の液体酸素、亜酸化二窒素（Ｎ_２Ｏ）、もしくはＮＯ_ｘが好ましい。また、酸化剤として、気体の酸化剤を使用してもよい。

燃料グレイン２は、ゴム状の粘弾性物質である推進剤であり、燃焼により高温高圧のガスを発生する。燃料グレイン２は、末端水酸基ポリブタジエン（ＨＴＰＢ）、ろう（ＷＡＸ）や、ポリプロピレン（ＰＰ）もしくはポリエーテル（ＰＥ）、等の高分子のプラスチック樹脂が好ましい。

中空加熱室１は、中空円筒形であり、さらに、中空加熱室１と同心にその内側に設置された中空円筒形の固体補助燃料１２を備える。
中空加熱室１は、モータケース３の前端で、燃料グレイン２より前方に設けられることが好ましい。また中空加熱室１と燃料グレイン２との間に、間仕切りを設けないことが好ましい。

中空加熱室１には、液体酸化剤供給装置４のインジェクタ４ｂと燃焼ガス供給装置５の噴射ノズル１４が開口する。
なお、モータケース３の円筒状壁面と中空加熱室１の円筒状壁面は同じものであることが好ましいが、中空加熱室１の円筒状壁面をモータケース３の円筒状壁面とは別に設けてもよい。

固体補助燃料１２は、中空加熱室１の円筒状壁面に沿って、中空加熱室１と同心に設置された中空円筒形の固体燃料であることが好ましい。
しかし旋回する燃焼ガスＧ１が固体補助燃料１２に接することができ、かつ燃料グレイン２の表面を加熱できる構成であれば、これに限らず他の構成でもよい。すなわち、例えば中実円筒状の固体補助燃料１２を、モータケース３の中心軸上に設置し、中実円筒状の固体補助燃料１２の外側円筒面と中空加熱室１の円筒状壁面との間に燃焼ガスＧ１を噴射して旋回させてもよい。

固体補助燃料１２は、燃料グレイン２と同じ燃料でもよいが、気化しやすい燃料を選定した方が良い。すなわち、例えばポリプロピレン（ＰＰ）やゴムを固体補助燃料１２として使用することが好ましい。
また固体補助燃料１２は、燃料グレイン２と一体に形成されてもよい。

燃焼ガス供給装置５は、固体補助燃料１２の円筒形内面１２ａに沿って接線方向に燃焼ガスＧ１を噴射する噴射ノズル１４を有する。
すなわち、燃焼ガス供給装置５は、モータケース３の接線方向に延びる噴射ノズル１４を有し、固体補助燃料１２の円筒形内面１２ａに沿って接線方向に燃焼ガスＧ１を噴射する。

なお、図３に示すように、モータケース３の中心軸に垂直な面による固体補助燃料１２の円筒形内面１２ａの断面形状は、円である。接線方向とは、燃焼ガス供給装置５を通過する直線がその円（円筒形内面１２ａ）の接線となるときのその直線が延びる方向をいう。

燃焼ガス供給装置５は、酸化剤が混在した固体の火薬を燃料とする点火器であることが好ましい。しかしこれに限らず、ハイブリッド形態の点火器を使用してもよい。
燃焼ガス供給装置５が燃焼した際に発生する燃焼ガスＧ１の温度は、約３０００度になることが好ましい。

なお、液体酸化剤Ｌは、固体補助燃料１２がガス化した後に中空加熱室１に供給され着火される。

このように、本発明のハイブリッドロケットエンジン１０は、燃焼ガス供給装置５の噴射ノズル１４がモータケース３の円筒状壁面に設けられ、モータケース３の接線方向に延びるので、燃焼ガス供給装置５から噴射された燃焼ガスＧ１が固体補助燃料１２の円筒形内面１２ａの接線方向に噴射される。そのため本発明のハイブリッドロケットエンジン１０は、約３０００度の燃焼ガスＧ１を固体補助燃料１２の円筒形内面１２ａに沿って旋回させることができ、燃焼ガスＧ１の中空加熱室１の滞留時間を、従来のハイブリッドロケットエンジン１００より長くすることができる。また燃焼ガスＧ１を旋回させることにより、燃焼ガスＧ１の中空加熱室１内の滞在時間を延ばすことができるので、固体補助燃料１２のガス化を起こしやすくでき、さらに燃料グレイン２の表面を温めることができる。

それにより、燃料グレイン２を従来のハイブリッドロケットエンジン１００より早く加熱でき、液体酸化剤Ｌを中空加熱室１内に供給する前に、燃料グレイン２のガス化を促進できる。

このように、本発明のハイブリッドロケットエンジン１０は、燃料グレイン２の着火性を向上でき、液体酸化剤Ｌを供給してから、燃料グレイン２が着火するまでの時間（以下、本発明において「着火遅れ時間」という）を、従来のハイブリッドロケットエンジン１０より短縮できる。

また本発明のハイブリッドロケットエンジン１０では、中空加熱室１内が加熱された後に液体酸化剤Ｌを供給するため、液体酸化剤Ｌが十分にガス化される。それにより、本発明のハイブリッドロケットエンジン１０は、不安定燃焼を低減することができる。

次に、本発明のハイブリッドロケットエンジン１０の点火方法について説明する。
本発明のハイブリッドロケットエンジン１０の点火方法では、燃焼ガスＧ１により、固体補助燃料１２を加熱してガス化し、固体補助燃料１２から補助燃料ガスＧ２を発生させ、補助燃料ガスＧ２を燃料グレイン２と液体酸化剤Ｌとのガス化に利用する。すなわち本発明のハイブリッドロケットエンジン１０の点火方法は、以下の（Ｓ１）〜（Ｓ４）のステップにより行われる。

（Ｓ１）初めに、燃焼ガス供給装置５を点火し、燃焼ガスＧ１を中空加熱室１内に供給する。

（Ｓ２）そして、燃焼ガスＧ１を固体補助燃料１２の円筒形内面１２ａに沿って旋回させ、燃焼ガスＧ１により、固体補助燃料１２を加熱してガス化し、固体補助燃料１２から補助燃料ガスＧ２を発生させて中空加熱室１内に充満させる。
このとき、燃焼ガスＧ１と補助燃料ガスＧ２とにより、燃料グレイン２の表面を加熱し、燃料グレイン２をガス化しやすい状態にする。

（Ｓ３）次いで、液体酸化剤Ｌを液体酸化剤供給装置４から中空加熱室１に供給して、補助燃料ガスＧ２の一部を着火させて燃焼排ガスＧ３を発生させる。

（Ｓ４）その後、補助燃料ガスＧ２と燃焼排ガスＧ３により、燃料グレイン２と液体酸化剤Ｌの残部を加熱してガス化し、ガス化した燃料グレイン２をガス化した液体酸化剤Ｌで燃焼させることにより、ハイブリッドロケットエンジン１０を点火する。

なお、本発明のハイブリッドロケットエンジン１０の点火方法において、上述した（Ｓ１）〜（Ｓ４）のステップのうち、（Ｓ１）と（Ｓ２）にかかる時間が着火準備時間であり、（Ｓ３）と（Ｓ４）とにかかる時間が着火遅れ時間である。
着火準備時間は、遅くとも、数百ミリｓｅｃである。

上述した本発明の装置と方法によれば、モータケース３の円筒状壁面に燃焼ガス供給装置５を設置し、中空加熱室１内に同心の固体補助燃料１２を有するので、固体補助燃料１２を燃焼ガスＧ１で温めてガス化させ、固体補助燃料１２から補助燃料ガスＧ２を発生させることができる。

また、固体補助燃料１２が燃焼ガスＧ１によりガス化し、燃料グレイン２の表面が加熱された状態で液体酸化剤Ｌを供給することにより、液体酸化剤Ｌの一部と固体補助燃料１２から発生した高温の補助燃料ガスＧ２とを着火できる。
それにより、本発明のハイブリッドロケットエンジン１０は、燃料グレイン２の着火性を向上でき、液体酸化剤Ｌを供給してから燃料グレイン２が着火するまでの着火遅れ時間を短縮できる。

さらに固体補助燃料１２が燃焼ガスＧ１によりガス化し、燃料グレイン２の表面が加熱された状態で液体酸化剤Ｌを供給することにより、液体酸化剤Ｌを十分にガス化できる。それにより、本発明のハイブリッドロケットエンジン１０は、不安定燃焼を低減することができる。

なお本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。

１０，１００ ハイブリッドロケットエンジン、
１ 中空加熱室、２，１０２ 燃料グレイン、
３，１０３ モータケース、４ 液体酸化剤供給装置、
４ａ 酸化剤タンク、４ｂ インジェクタ、
５，１０５ 燃焼ガス供給装置、
１２ 固体補助燃料、１２ａ 円筒形内面、
１４ 噴射ノズル、１６ ノズル、
１０４ 酸化剤供給装置、
Ｇ１，Ｇ０ 燃焼ガス、Ｇ２ 補助燃料ガス、
Ｇ３ 燃焼排ガス、Ｌ 液体酸化剤、Ｌ０ 酸化剤

Claims (5)

1. 内部に中空加熱室とこれに接する燃料グレインとを有するモータケースと、
   前記中空加熱室に液体酸化剤を供給する液体酸化剤供給装置と、
   前記中空加熱室に燃焼ガスを供給する燃焼ガス供給装置と、を備え、
   前記燃焼ガスにより前記燃料グレインと前記液体酸化剤とを加熱してガス化し、前記燃料グレインを着火するハイブリッドロケットエンジンであって、
   前記中空加熱室は、中空円筒形であり、
   さらに、前記中空加熱室と同心にその内側に設置された中空円筒形の固体補助燃料を備える、ことを特徴とするハイブリッドロケットエンジン。
2. 前記燃焼ガス供給装置は、前記固体補助燃料の円筒形内面に沿って接線方向に前記燃焼ガスを噴射する噴射ノズルを有する、ことを特徴とする請求項１に記載のハイブリッドロケットエンジン。
3. 内部に中空加熱室とこれに接する燃料グレインとを有するモータケースと、
   前記中空加熱室に液体酸化剤を供給する液体酸化剤供給装置と、
   前記中空加熱室に燃焼ガスを供給する燃焼ガス供給装置と、を備え、
   前記燃焼ガスにより前記燃料グレインと前記液体酸化剤とを加熱してガス化し、前記燃料グレインを着火するハイブリッドロケットエンジンの点火方法であって、
   前記中空加熱室を中空円筒形に形成し、
   前記中空加熱室と同心にその内側に中空円筒形の固体補助燃料を設置し、
   前記燃焼ガスにより、前記固体補助燃料を加熱してガス化し、前記固体補助燃料から補助燃料ガスを発生させ、
   前記補助燃料ガスを前記燃料グレインと前記液体酸化剤との前記ガス化に利用する、ことを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの点火方法。
4. 前記燃焼ガスにより、前記固体補助燃料を加熱してガス化し、前記固体補助燃料から補助燃料ガスを発生させて前記中空加熱室内に充満させ、
   次いで、前記液体酸化剤を前記中空加熱室に供給して、前記補助燃料ガスの一部を着火させて燃焼排ガスを発生させ、
   前記補助燃料ガスと前記燃焼排ガスにより、前記燃料グレインと前記液体酸化剤の残部を加熱してガス化し、ガス化した前記燃料グレインをガス化した液体酸化剤で燃焼させる、ことを特徴とする請求項３に記載のハイブリッドロケットエンジンの点火方法。
5. 前記燃焼ガス供給装置により、固体補助燃料の円筒形内面に沿って接線方向に前記燃焼ガスを噴射する、ことを特徴とする請求項３または４に記載のハイブリッドロケットエンジンの点火方法。
   

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