JP2003035206A - キャビテーション抑制ポンプシステム - Google Patents
キャビテーション抑制ポンプシステムInfo
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- JP2003035206A JP2003035206A JP2001220020A JP2001220020A JP2003035206A JP 2003035206 A JP2003035206 A JP 2003035206A JP 2001220020 A JP2001220020 A JP 2001220020A JP 2001220020 A JP2001220020 A JP 2001220020A JP 2003035206 A JP2003035206 A JP 2003035206A
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- cavitation
- fluid
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
- F04D29/669—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for liquid pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/46—Feeding propellants using pumps
Abstract
(57)【要約】
【目的】 回転式ポンプにおいて、ポンプ性能を維持し
つつ、キャビテーションの発生を抑制する。 【解決手段】 ポンプシステムに存在する低温源を利用
し、この低温源により、ポンプに流入する流体と熱交換
して、ポンプに流入する流体の温度を下げて、該流体の
飽和蒸気圧を下げることにより、流体の圧力低下の余裕
度を大きくし、キャビテーションの発生が抑制できる。
液体ロケットエンジンの場合、低温熱源としては、一方
の推進剤Ａよりも低温の他の推進剤Ｂあるいは冷却材を
採用することができる。ポンプ４により、推進剤Ｂを熱
交換器２中を通過させて、タンク３からの推進剤Ａと熱
交換して流体温度を下げる。流入時の推進剤Ａの流体速
度は小さいので、熱交換器２内での圧力損失は僅かであ
る。その結果、推進剤Ａの温度は降下し、ポンプ１内で
のキャビテーション発生が抑制される。
つつ、キャビテーションの発生を抑制する。 【解決手段】 ポンプシステムに存在する低温源を利用
し、この低温源により、ポンプに流入する流体と熱交換
して、ポンプに流入する流体の温度を下げて、該流体の
飽和蒸気圧を下げることにより、流体の圧力低下の余裕
度を大きくし、キャビテーションの発生が抑制できる。
液体ロケットエンジンの場合、低温熱源としては、一方
の推進剤Ａよりも低温の他の推進剤Ｂあるいは冷却材を
採用することができる。ポンプ４により、推進剤Ｂを熱
交換器２中を通過させて、タンク３からの推進剤Ａと熱
交換して流体温度を下げる。流入時の推進剤Ａの流体速
度は小さいので、熱交換器２内での圧力損失は僅かであ
る。その結果、推進剤Ａの温度は降下し、ポンプ１内で
のキャビテーション発生が抑制される。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、低温熱源を有する
システムにおけるキャビテーション抑制技術、特に、ロ
ケットエンジンへの推進剤供給のための回転式ポンプに
おけるキャビテーション抑制に大きな効果が得られるキ
ャビテーション抑制ポンプシステムに関する。
システムにおけるキャビテーション抑制技術、特に、ロ
ケットエンジンへの推進剤供給のための回転式ポンプに
おけるキャビテーション抑制に大きな効果が得られるキ
ャビテーション抑制ポンプシステムに関する。
【０００２】
【従来の技術】回転式ポンプの入口では、高速で回転す
る羽根の裏面では圧力が低下し、場合によっては、局所
的に飽和蒸気圧以下になり気泡を生じる。この現象をキ
ャビテーションと称する。そして、このキャビテーショ
ンの発生時には、ポンプ吸い込み流量やポンプ出口圧が
低下し、同時にポンプの振動が増大してポンプを破壊す
る場合もある。従来．このキャビテーション現象の発生
を避けるために、 １．ポンプ入口圧力を上げる、 ２．ポンプ回転数を抑制してポンプ入口での圧力低下を
抑える、 ３．ポンプ入口外径を小さくする 等の方策が講じられてきた。
る羽根の裏面では圧力が低下し、場合によっては、局所
的に飽和蒸気圧以下になり気泡を生じる。この現象をキ
ャビテーションと称する。そして、このキャビテーショ
ンの発生時には、ポンプ吸い込み流量やポンプ出口圧が
低下し、同時にポンプの振動が増大してポンプを破壊す
る場合もある。従来．このキャビテーション現象の発生
を避けるために、 １．ポンプ入口圧力を上げる、 ２．ポンプ回転数を抑制してポンプ入口での圧力低下を
抑える、 ３．ポンプ入口外径を小さくする 等の方策が講じられてきた。
【０００３】ロケットエンジンの場合、ペイロードを大
きくするために、該ロケットエンジンに推進剤を供給す
るポンプシステムの小型・軽量化をはじめとして、ロケ
ットエンジン全体の小型化・軽量化が求められ、そのた
めには、ポンプの回転数を上げてポンプ達成圧力を高
め、ロケットエンジン作動圧力を高めることが要求され
る。しかしながら、上記１〜３の方策では、キャビテー
ションは抑制できても、ポンプ性能が抑えられ、高い性
能を発揮することができない問題点があり、上記要求は
満たすことはできなかった。即ち、１の方策では、推進
剤タンクの圧力を上げなければならず、それに対応して
タンクの肉厚を厚くする必要があり、タンク重量を増や
す結果となる。また、２〜３の方策では、ポンプ性能が
抑えられ、ロケットエンジンの作動圧力を上げることが
できず、比推力を上昇させることができない等の問題点
があった。
きくするために、該ロケットエンジンに推進剤を供給す
るポンプシステムの小型・軽量化をはじめとして、ロケ
ットエンジン全体の小型化・軽量化が求められ、そのた
めには、ポンプの回転数を上げてポンプ達成圧力を高
め、ロケットエンジン作動圧力を高めることが要求され
る。しかしながら、上記１〜３の方策では、キャビテー
ションは抑制できても、ポンプ性能が抑えられ、高い性
能を発揮することができない問題点があり、上記要求は
満たすことはできなかった。即ち、１の方策では、推進
剤タンクの圧力を上げなければならず、それに対応して
タンクの肉厚を厚くする必要があり、タンク重量を増や
す結果となる。また、２〜３の方策では、ポンプ性能が
抑えられ、ロケットエンジンの作動圧力を上げることが
できず、比推力を上昇させることができない等の問題点
があった。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、そのような
状況に鑑みてなされたもので、回転式ポンプ(インデュ
ーサを有する場合には、これを含むポンプ全体)におい
て、ポンプ性能を維持しつつ、簡単な構成によりキャビ
テーションの発生を抑制することを目的とし、それによ
りロケットエンジンの推進剤供給システムを改善してロ
ケットエンジン全体のより軽量化・小型化を図ろうとす
るものである。
状況に鑑みてなされたもので、回転式ポンプ(インデュ
ーサを有する場合には、これを含むポンプ全体)におい
て、ポンプ性能を維持しつつ、簡単な構成によりキャビ
テーションの発生を抑制することを目的とし、それによ
りロケットエンジンの推進剤供給システムを改善してロ
ケットエンジン全体のより軽量化・小型化を図ろうとす
るものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は、ポンプシステ
ムにおいて、ポンプに流入する流体の温度を下げて、該
流体の飽和蒸気圧を下げることにより、流体の圧力低下
の余裕度を大きくし、キャビテーションの発生を抑制す
るようにしたものである。そして、本発明は、ポンプシ
ステムに存在する低温源を利用し、この低温源により、
ポンプに流入する流体と熱交換することにより、流入す
る流体の温度を下げてキャビテーションの発生を抑制す
るようにしたものである。液体ロケットエンジンの場
合、低温熱源としては、一方の推進剤よりも低温の他の
推進剤あるいは冷却材を採用することができる。
ムにおいて、ポンプに流入する流体の温度を下げて、該
流体の飽和蒸気圧を下げることにより、流体の圧力低下
の余裕度を大きくし、キャビテーションの発生を抑制す
るようにしたものである。そして、本発明は、ポンプシ
ステムに存在する低温源を利用し、この低温源により、
ポンプに流入する流体と熱交換することにより、流入す
る流体の温度を下げてキャビテーションの発生を抑制す
るようにしたものである。液体ロケットエンジンの場
合、低温熱源としては、一方の推進剤よりも低温の他の
推進剤あるいは冷却材を採用することができる。
【０００６】
【発明の実施の形態】本発明によるポンプシステムの一
つの実施形態として、液体ロケットエンジンに適用した
ものを例に挙げて、図面に基づいて、以下に説明する。
液体ロケットエンジンにおいては、燃料となる推進剤、
或いは冷却のための冷却剤として、液体酸素、及び液体
酸素より低温の液体水素を用いることが多い。本実施形
態では、この液体ロケットエンジンにおいて、液体酸素
より低温の液体水素を、低温源として利用することによ
り、液体酸素ポンプ入り口での液体酸素の温度を降下さ
せ、該液体酸素の飽和蒸気圧を低減し、キャビテーショ
ンの発生を防止するようにしたものである。
つの実施形態として、液体ロケットエンジンに適用した
ものを例に挙げて、図面に基づいて、以下に説明する。
液体ロケットエンジンにおいては、燃料となる推進剤、
或いは冷却のための冷却剤として、液体酸素、及び液体
酸素より低温の液体水素を用いることが多い。本実施形
態では、この液体ロケットエンジンにおいて、液体酸素
より低温の液体水素を、低温源として利用することによ
り、液体酸素ポンプ入り口での液体酸素の温度を降下さ
せ、該液体酸素の飽和蒸気圧を低減し、キャビテーショ
ンの発生を防止するようにしたものである。
【０００７】図１は、本発明によるポンプシステムを、
液体ロケットエンジンの推進剤供給システムに適用した
一実施形態の構成を示す概念図である。図において、Ａ
は推進剤で、Ｂは低温源となる他の推進剤で、このシス
テムでは、推進剤Ｂの温度は、推進剤Ａの温度より低温
であり、推進剤Ａを冷やす低温源として利用するもので
ある。例えば、前記したように、推進剤Ａが液体酸素で
あり、推進剤Ｂは液体水素の場合である。そして、１は
推進剤Ａ用のポンプ、２は熱交換器、３は推進剤Ａを貯
留するタンクである。４は低温源となる推進剤Ｂ用のポ
ンプで、図示してない推進剤Ｂ用のタンクから推進剤Ｂ
を供給する。５はロケットエンジン燃焼器、６はロケッ
トエンジンノズルである。
液体ロケットエンジンの推進剤供給システムに適用した
一実施形態の構成を示す概念図である。図において、Ａ
は推進剤で、Ｂは低温源となる他の推進剤で、このシス
テムでは、推進剤Ｂの温度は、推進剤Ａの温度より低温
であり、推進剤Ａを冷やす低温源として利用するもので
ある。例えば、前記したように、推進剤Ａが液体酸素で
あり、推進剤Ｂは液体水素の場合である。そして、１は
推進剤Ａ用のポンプ、２は熱交換器、３は推進剤Ａを貯
留するタンクである。４は低温源となる推進剤Ｂ用のポ
ンプで、図示してない推進剤Ｂ用のタンクから推進剤Ｂ
を供給する。５はロケットエンジン燃焼器、６はロケッ
トエンジンノズルである。
【０００８】ポンプ４により、推進剤Ｂを熱交換器２中
に送出し、その後、ロケットエンジン燃焼器５中に噴射
する。タンク３に貯留された推進剤Ａは、ポンプ１に流
入する直前に、熱交換器２で低温源となる推進剤Ｂと熱
交換され、流体温度が下げられる。このときの流入時の
推進剤Ａの流体速度は小さいので、熱交換器２内での圧
力損失は僅かであるし、熱交換による温度低下は、圧力
損失による圧力低下の弊害を上回る効果を奏することと
なる。その結果、後述するように、ポンプ１内でのキャ
ビテーション発生が抑制される。その後、推進剤Ａ及び
推進剤Ｂは、共にロケットエンジン燃焼器５に供給され
る。
に送出し、その後、ロケットエンジン燃焼器５中に噴射
する。タンク３に貯留された推進剤Ａは、ポンプ１に流
入する直前に、熱交換器２で低温源となる推進剤Ｂと熱
交換され、流体温度が下げられる。このときの流入時の
推進剤Ａの流体速度は小さいので、熱交換器２内での圧
力損失は僅かであるし、熱交換による温度低下は、圧力
損失による圧力低下の弊害を上回る効果を奏することと
なる。その結果、後述するように、ポンプ１内でのキャ
ビテーション発生が抑制される。その後、推進剤Ａ及び
推進剤Ｂは、共にロケットエンジン燃焼器５に供給され
る。
【０００９】図２は、本発明によるポンプシステムを、
液体ロケットエンジンの推進剤供給システムに適用した
他の実施形態の構成を示す概念図であり、前記実施形態
と相違する点のみ説明する。本実施形態においては、Ａ
は推進剤で、Ｃはエンジンノズルを冷却するための低温
源となる冷却剤、Ｄは推進剤Ａ以外の推進剤である。こ
のシステムでは、推進剤Ａより低温の流体を冷却剤Ｃと
して用い、それを低温源として利用して推進剤Ａを冷却
するものである。例えば、推進剤Ａが液体酸素である場
合、冷却剤Ｃは、液体酸素よりも低温の液体水素を用い
る。また、推進剤Ａが、液体水素である場合には、冷却
剤Ｃは、液体水素よりも低温の、例えば、スラッシュ水
素を用いる。
液体ロケットエンジンの推進剤供給システムに適用した
他の実施形態の構成を示す概念図であり、前記実施形態
と相違する点のみ説明する。本実施形態においては、Ａ
は推進剤で、Ｃはエンジンノズルを冷却するための低温
源となる冷却剤、Ｄは推進剤Ａ以外の推進剤である。こ
のシステムでは、推進剤Ａより低温の流体を冷却剤Ｃと
して用い、それを低温源として利用して推進剤Ａを冷却
するものである。例えば、推進剤Ａが液体酸素である場
合、冷却剤Ｃは、液体酸素よりも低温の液体水素を用い
る。また、推進剤Ａが、液体水素である場合には、冷却
剤Ｃは、液体水素よりも低温の、例えば、スラッシュ水
素を用いる。
【００１０】なお、前記実施形態では推進剤Ａ用のポン
プにおけるキャビテーションの発生を阻止する構成につ
いて説明してきたが、本実施形態のように複数の推進剤
を燃焼させるタイプのロケットエンジンについては、推
進剤Ａと同様に、他の推進剤Ｄの温度も、冷却剤Ｃによ
って降下させ、推進剤Ｄ用のポンプ（図示せず。）にお
けるキャビテーションの発生も抑制できることは云うま
でもない。例えば、推進剤Ｄが液化メタンである場合
に、冷却剤Ｃとして液体水素を用いて推進剤Ｄの温度を
下げることができる。
プにおけるキャビテーションの発生を阻止する構成につ
いて説明してきたが、本実施形態のように複数の推進剤
を燃焼させるタイプのロケットエンジンについては、推
進剤Ａと同様に、他の推進剤Ｄの温度も、冷却剤Ｃによ
って降下させ、推進剤Ｄ用のポンプ（図示せず。）にお
けるキャビテーションの発生も抑制できることは云うま
でもない。例えば、推進剤Ｄが液化メタンである場合
に、冷却剤Ｃとして液体水素を用いて推進剤Ｄの温度を
下げることができる。
【００１１】図３は、前記図１に示す実施形態における
液体酸素温度を、液体水素を用いて熱交換させて降下さ
せた場合の、酸素／水素流量割合と液体酸素の温度の関
係を示す図である。縦軸に、熱交換後の液体酸素温度
（Ｋ）、横軸に、液体水素流量と液体酸素流量との比を
とったものである。 ここで、熱交換前の液体酸素は、
温度９０°Ｋ、圧力４００Ｐａで、熱交換前の液体水素
は、温度５０°Ｋ、圧力１０ＭＰａである。また、熱交
換後の両流体の温度は等しい。その結果、液体水素・液
体酸素ロケットにおける代表的な推進剤流量割合（液体
水素流量／液体酸素流量）である０.１６の場合、その
ときの熱交換後の液体酸素温度は、約６５°Ｋまで低下
していることが分かる。
液体酸素温度を、液体水素を用いて熱交換させて降下さ
せた場合の、酸素／水素流量割合と液体酸素の温度の関
係を示す図である。縦軸に、熱交換後の液体酸素温度
（Ｋ）、横軸に、液体水素流量と液体酸素流量との比を
とったものである。 ここで、熱交換前の液体酸素は、
温度９０°Ｋ、圧力４００Ｐａで、熱交換前の液体水素
は、温度５０°Ｋ、圧力１０ＭＰａである。また、熱交
換後の両流体の温度は等しい。その結果、液体水素・液
体酸素ロケットにおける代表的な推進剤流量割合（液体
水素流量／液体酸素流量）である０.１６の場合、その
ときの熱交換後の液体酸素温度は、約６５°Ｋまで低下
していることが分かる。
【００１２】図４は、図３に示したような温度降下が得
られたときの液体酸素の飽和蒸気圧を示す図である。縦
軸に、熱交換後の液体酸素の飽和蒸気圧（ｋＰａ）、横
軸に、水素流量と液体酸素流量との比をとったものであ
る。図に示すように、熱交換を行うことにより液体酸素
の飽和蒸気圧は大きく低下しており、キャビテーション
の発生の可能性が大幅に減少していることがわかる。
られたときの液体酸素の飽和蒸気圧を示す図である。縦
軸に、熱交換後の液体酸素の飽和蒸気圧（ｋＰａ）、横
軸に、水素流量と液体酸素流量との比をとったものであ
る。図に示すように、熱交換を行うことにより液体酸素
の飽和蒸気圧は大きく低下しており、キャビテーション
の発生の可能性が大幅に減少していることがわかる。
【００１３】一般に、入口圧から飽和蒸気圧を減じ、そ
の圧力を水柱の高さで表した値を有効吸込み水頭と称
し、次式で表される。 有効吸込み水頭＝（ポンプ入口圧−飽和蒸気圧）／ポン
プ入口での流体密度／重力加速度 この値は、流体の蒸発点までの余裕を表し、値が大きい
ほどキャビテーションの発生までの余裕度が大きいこと
を表す。
の圧力を水柱の高さで表した値を有効吸込み水頭と称
し、次式で表される。 有効吸込み水頭＝（ポンプ入口圧−飽和蒸気圧）／ポン
プ入口での流体密度／重力加速度 この値は、流体の蒸発点までの余裕を表し、値が大きい
ほどキャビテーションの発生までの余裕度が大きいこと
を表す。
【００１４】図５は、図３に示すような液体酸素の温度
低下があった場合の有効吸込み水頭を示す図である。縦
軸に、熱交換後の液体酸素の有効吸込み水頭（ｍ）、横
軸に、液体水素流量／液体酸素流量をとったものであ
る。この線図に示すように、従来のように熱交換器を用
いていない場合、この有効吸込み水頭は、２７ｍであ
る。それに対して、本発明の実施形態の場合、推進剤流
量割合（水素流量／酸素流量）＝０.１６の条件では、
有効吸込み水頭は、３２.２ｍとなり、吸込み性能は、
約２０％向上することが期待できる。
低下があった場合の有効吸込み水頭を示す図である。縦
軸に、熱交換後の液体酸素の有効吸込み水頭（ｍ）、横
軸に、液体水素流量／液体酸素流量をとったものであ
る。この線図に示すように、従来のように熱交換器を用
いていない場合、この有効吸込み水頭は、２７ｍであ
る。それに対して、本発明の実施形態の場合、推進剤流
量割合（水素流量／酸素流量）＝０.１６の条件では、
有効吸込み水頭は、３２.２ｍとなり、吸込み性能は、
約２０％向上することが期待できる。
【００１５】一方、有効吸込み水頭が、熱交換を行わな
い場合と同じ２７ｍであるとすると、推進剤流量割合
（水素流量／酸素流量）＝０.１６の条件での必要なポ
ンプ入口圧力は、熱交換により低下した液体酸素温度６
５°Ｋの状態では、約３００ｋＰａに低下することにな
る。すなわち、本発明に係るポンプシステムにより、ポ
ンプ入口温度を下げることで、推進剤タンク内圧を下げ
られることがわかる。その結果、推進剤タンクの肉厚を
薄くして軽量化することが可能となる。また、上記の有
効吸込み水頭を表す式からわかるように、熱交換を行わ
ない状態での有効吸込み水頭が小さいポンプほど、すな
わち当初のポンプ入口圧と、飽和蒸気圧との差が小さい
ポンプほど、ポンプ入口での飽和蒸気圧低下の効果が大
きく現れることがわかる。
い場合と同じ２７ｍであるとすると、推進剤流量割合
（水素流量／酸素流量）＝０.１６の条件での必要なポ
ンプ入口圧力は、熱交換により低下した液体酸素温度６
５°Ｋの状態では、約３００ｋＰａに低下することにな
る。すなわち、本発明に係るポンプシステムにより、ポ
ンプ入口温度を下げることで、推進剤タンク内圧を下げ
られることがわかる。その結果、推進剤タンクの肉厚を
薄くして軽量化することが可能となる。また、上記の有
効吸込み水頭を表す式からわかるように、熱交換を行わ
ない状態での有効吸込み水頭が小さいポンプほど、すな
わち当初のポンプ入口圧と、飽和蒸気圧との差が小さい
ポンプほど、ポンプ入口での飽和蒸気圧低下の効果が大
きく現れることがわかる。
【００１６】
【発明の効果】以上のように、本発明によれば、キャビ
テーションの発生が抑制されることにより、推進剤タン
ク圧力を下げることができることになり、そのため、推
進剤タンクの肉厚を薄くし軽量化でき、ロケットエンジ
ンの打ち上げ可能重量を増やすことができる。また、キ
ャビテーションの発生が抑制されることにより、ポンプ
回転数を上げることが可能となり、ポンプの小型・軽量
化が達成できる。さらに、ポンプ回転数を上げることに
より、ポンプ達成圧力が高まり、ロケットエンジン作動
圧力を上げることができ、エンジン全体の小型・軽量化
を達成することができる。また、ロケットエンジン作動
圧力を上げることで、燃焼器下流のノズル内の圧力レベ
ルが上がり、より大きな出口面積まで燃焼ガスを膨張さ
せることができ、比推力が上昇し、強いては燃費の向上
が図れる。
テーションの発生が抑制されることにより、推進剤タン
ク圧力を下げることができることになり、そのため、推
進剤タンクの肉厚を薄くし軽量化でき、ロケットエンジ
ンの打ち上げ可能重量を増やすことができる。また、キ
ャビテーションの発生が抑制されることにより、ポンプ
回転数を上げることが可能となり、ポンプの小型・軽量
化が達成できる。さらに、ポンプ回転数を上げることに
より、ポンプ達成圧力が高まり、ロケットエンジン作動
圧力を上げることができ、エンジン全体の小型・軽量化
を達成することができる。また、ロケットエンジン作動
圧力を上げることで、燃焼器下流のノズル内の圧力レベ
ルが上がり、より大きな出口面積まで燃焼ガスを膨張さ
せることができ、比推力が上昇し、強いては燃費の向上
が図れる。
【図１】本発明によるポンプシステムを、液体ロケット
エンジンの推進剤供袷システムに適用した一実施形態の
構成を示す概念図である。
エンジンの推進剤供袷システムに適用した一実施形態の
構成を示す概念図である。
【図２】本発明によるポンプシステムを、液体ロケット
エンジンの推進剤供袷システムに適用した他の実施形態
の構成を示す概念図である。
エンジンの推進剤供袷システムに適用した他の実施形態
の構成を示す概念図である。
【図３】液体水素を用いて液体酸素温度を降下させた場
合の酸素／水素流量割合と液体酸素温度の関係を示す図
である。
合の酸素／水素流量割合と液体酸素温度の関係を示す図
である。
【図４】図３に示したような温度降下が得られたときの
液体酸素の飽和蒸気圧を示す図である。
液体酸素の飽和蒸気圧を示す図である。
【図５】図３に示すような液体酸素の温度低下があった
場合の有効吸込み水頭を示す図である。
場合の有効吸込み水頭を示す図である。
Ａ，Ｂ，Ｄ 推進剤 Ｃ 冷却
剤 １、４ ポンプ ２ 熱交
換器 ３ 推進剤Ａの貯留タンク ５ ロケ
ットエンジン燃焼器 ６ ロケットエンジンノズル
剤 １、４ ポンプ ２ 熱交
換器 ３ 推進剤Ａの貯留タンク ５ ロケ
ットエンジン燃焼器 ６ ロケットエンジンノズル
フロントページの続き
(72)発明者 苅田 丈士
宮城県角田市君萱字小金沢１ 航空宇宙技
術研究所 角田宇宙推進技術研究センター
内
(72)発明者 渡邊 光男
宮城県角田市君萱字小金沢１ 航空宇宙技
術研究所 角田宇宙推進技術研究センター
内
(72)発明者 長谷川 敏
宮城県角田市君萱字小金沢１ 航空宇宙技
術研究所 角田宇宙推進技術研究センター
内
(72)発明者 工藤 賢司
宮城県角田市君萱字小金沢１ 航空宇宙技
術研究所 角田宇宙推進技術研究センター
内
(72)発明者 村上 淳郎
宮城県角田市君萱字小金沢１ 航空宇宙技
術研究所 角田宇宙推進技術研究センター
内
(72)発明者 谷 香一郎
宮城県角田市君萱字小金沢１ 航空宇宙技
術研究所 角田宇宙推進技術研究センター
内
Claims (5)
- 【請求項１】 回転式ポンプを有するポンプシステムに
おいて、前記回転式ポンプに流入する流体を冷却するこ
とにより、前記回転ポンプにおけるキャビテーションの
発生を抑制するようにしたこと特徴とするキャビテーシ
ョン抑制ポンプシステム。 - 【請求項２】 前記回転式ポンプに流入する流体を冷却
するのに、前記ポンプシステムで扱う前記流体より低温
の他の流体との熱交換によって冷却することを特徴とす
るキャビテーション抑制ポンプシステム。 - 【請求項３】 前記ポンプシステムを、液体ロケットエ
ンジンの推進剤供袷システムに適用したことを特徴とす
る請求項２に記載のキャビテーション抑制ポンプシステ
ム。 - 【請求項４】 前記他の流体として液体ロケットエンジ
ンの推進剤を用いたことを特徴とする請求項３に記載の
キャビテーション抑制ポンプシステム。 - 【請求項５】 前記他の流体として液体ロケットエンジ
ンの冷却剤を用いたことを特徴とする請求項３に記載の
キャビテーション抑制ポンプシステム。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001220020A JP3870252B2 (ja) | 2001-07-19 | 2001-07-19 | キャビテーション抑制ポンプシステム |
| US10/196,055 US6834493B2 (en) | 2001-07-19 | 2002-07-17 | System for reducing pump cavitation |
| FR0209198A FR2827640B1 (fr) | 2001-07-19 | 2002-07-19 | Systeme pour reduire la cavitation d'une pompe |
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