JP2008014307A - 熱交換インジェクタアセンブリ及び二元推進剤ロケットエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】 比較的低い二元推進剤の流量条件下にあっても酸化剤のガス化を促進するロケットエンジンの熱交換インジェクタアセンブリ２２を提供すること。
【解決手段】 本発明の熱交換インジェクタアセンブリ２２は、燃料スリーブ７０と、燃料スリーブ７０内に設けられた液体酸化剤ポスト７２と、液体酸化剤ポスト７２内に設けられた多通路渦流型部材、例えば二重らせん部材７４と、を備える複数の熱交換要素５８を含む。液体酸化剤は、二重らせん部材７４により２つの流れに分割されて高温燃料と熱交換するので、推力レベルが低いときにも、大部分がガス化され、熱交換インジェクタアセンブリ２２と下流の燃焼チャンバとの間の圧力差を十分に確保できる。
【選択図】図３

Description

本発明は、エキスパンダサイクルロケットエンジンでの使用に好適な熱交換インジェクタに関する。更に詳細には、本発明は、広範な推力（スロットル）範囲、例えば、ほぼ全開推力から、全開推力の約５％までの範囲で運転するロケットエンジンにおいて、酸化剤のガス化を促進するための二重らせん部材を含む熱交換インジェクタに関する。

液体の二元推進剤ロケットエンジンにおいては、燃料（例えば、液体水素）及び酸化剤（例えば、液体酸素）を燃焼チャンバにポンプ輸送し、そこでこれらが燃焼して、高圧及び高速流の高温ガスを生成する。次に、ノズルが高温ガスを更に加速する。高温ガスがノズルを出ることによって、推力を生成する。

別個の燃料と酸化剤を使用する二元推進剤ロケットエンジンの一つの形式は、エキスパンダサイクルである。これは、比較的簡素であるため、運転において最大限の柔軟性及び容易性が必要とされる軌道移行又は降下／上昇ロケットエンジンの飛行目的に対して望ましい。エキスパンダサイクルの１種においては、燃料は、ロケットエンジンの主燃焼チャンバから得られる熱によって加熱される。更に詳細には、液体燃料を、燃焼チャンバの壁部におけるクーラント通路に供給する。燃焼チャンバは燃料を加熱すると同時に、燃料は燃焼チャンバを冷却する。燃料が所定の温度に加熱された場合、燃料は、液体から気体の状態に変化する。燃料の膨張による圧力によって、圧力が生成され、これが、燃料及び酸化剤のポンプを駆動させるタービンを駆動する。

二元推進剤エキスパンダサイクルロケットエンジンは、インジェクタも含み、そこで燃料及び酸化剤が制御された形で燃焼チャンバに計量導入され、混合され、そして着火される。熱交換インジェクタは、ガス化された燃料（エキスパンションサイクル中の燃焼チャンバの熱によってガス化される）から得られる熱を利用して、酸化剤をガス化する。

従って、本発明の目的は、エキスパンダサイクルロケットエンジンでの使用に好適な熱交換インジェクタアセンブリを提供することにある。更に本発明の目的は、かかる熱交換インジェクタアセンブリを備えるロケットエンジンを提供することにある。

本発明は、エキスパンダサイクルロケットエンジンでの使用に好適な熱交換インジェクタアセンブリである。熱交換インジェクタアセンブリは、複数の熱交換要素を含む。各々の熱交換要素は、燃料スリーブと、該燃料スリーブ内に設けられた液体酸化剤ポスト（liquid oxidizer post）と、該液体酸化剤ポスト内に設けられた多通路渦流型（multi-passage swirl）部材と、を含む。多通路渦流型部材により、比較的低い二元推進剤流量条件下であっても、酸化剤のガス化を推進し、これにより、ロケットエンジンを、ほぼ全開推力から、全開推力の約５％までの範囲にある推力水準で運転可能となる。

本発明の実施の形態を図面に基づいて説明する。図１は、エキスパンダサイクルロケットエンジン１０の概略図であり、説明を明確にするため、バルブ、フローセンサ及び圧力センサ等の追加の構成部品は、取り除かれている。ロケットエンジン１０は、酸化剤タンク１２と、酸化剤ポンプ１４と、燃料タンク１６と、燃料ポンプ１８と、タービン２０と、熱交換インジェクタアセンブリ２２と、燃焼チャンバ２４と、ノズル２６と、燃焼チャンバ２４とノズル２６との間に配置されたスロート部（のど部）２８と、冷却ジャケット３２と、を含む。当該分野で知られているように、ジャケット３２は、燃焼チャンバ２４及びノズル２６の外面を囲むように配置され、入口３２Ａから出口３２Ｂに延在する冷却チャネルを含む。酸化剤タンク１２及び燃料タンク１６は、二元推進剤を貯蔵する。図１に示されている実施の形態において、酸化剤タンク１２は、液体酸素（“ＬＯＸ”）を貯蔵し、燃料タンク１６は、液体水素を貯蔵する。任意の好適な酸化剤及び燃料を他の実施の形態で用いても良い。二元推進剤は、酸化剤タンク１２及び燃料タンク１６において、比較的低温、低圧及び低エネルギ水準にて貯蔵される。

酸化剤タンク１２及び燃料タンク１６に貯蔵される二元推進剤を燃焼チャンバ２４に導入する前にガス化することにより、二元推進剤の可燃性が増大し、これにより、ロケットエンジン１０の効率が上昇する。一般に、二元推進剤をガス化した後に燃焼チャンバ２４で燃焼させることにより、より少ない二元推進剤が同量の推力を生成するのに必要となる。結果として、燃料を含むロケットエンジン１０の重量が軽減可能となるか、あるいは乗物の有効搭載量を増大させることが可能となる。

酸化剤の気体の状態への転化を開始するために、最初に、酸化剤ポンプ１４によって、酸化剤の圧力を昇圧させると、酸化剤ポンプ１４を通過した後、酸化剤は依然として液体の状態のままであるが、低温、高圧及び低エネルギ水準を示す。酸化剤をインジェクタアセンブリ２２に供給し、そこで酸化剤を気体の酸素に転化する。インジェクタアセンブリ２２は、酸化剤を気体の酸素に効率的に転化する本発明の熱交換要素（例えば、図２Ａ及び２Ｂにおける熱交換要素５８）を含む。

燃料タンク１６に貯蔵されている燃料（例えば、液体水素）を燃焼チャンバ２４に導入する前にガス化するために、燃料ポンプ１８は、液体燃料を燃料タンク１６から、液体燃料循環用の冷却チャネルを含むジャケット３２の入口３２Ａにポンプ輸送する（線３４で示されている方向）。燃料ポンプ１８から出る液体燃料は、低温、高圧及び低エネルギを示す。液体燃料がジャケット３２を通じて流れると、液体燃料は、燃焼チャンバ２４の熱によって加熱されるが、これは、燃焼チャンバ２４内で生じる燃焼の副産物としての、外壁３６に沿った高温を用いている。燃焼チャンバ２４が液体燃料を加熱すると同時に、液体燃料は、燃焼チャンバ２４を冷却する。液体燃料が所定の温度に加熱されたときに、液体燃料は、液体から気体の状態に変化する。

ジャケット３２の出口３２Ｂから出る気体燃料は、タービン２０に入り、そして燃料の膨張による圧力によってタービン２０を駆動する。タービン２０は、燃料ポンプ１８を駆動する駆動軸３８と、酸化剤ポンプ１４を駆動する駆動軸４０を作動させる。ロケットエンジン１０の他の構成例においては、タービン２０は、酸化剤ポンプ１４と燃料ポンプ１８の両方を駆動する単一の軸を回転させる。加熱された燃料は、タービン２０を出て、次に線４２で示されているように、高温、高圧及び高エネルギ状態で、インジェクタアセンブリ２２に導入される。

インジェクタアセンブリ２２は、ガス化された二元推進剤を燃焼チャンバ２４に導入すると共に、制御された方法で二元推進剤を霧化（atomize）する。更に詳細には、インジェクタアセンブリ２２は、燃焼チャンバ２４に入る二元推進剤の流れを計量し、そして、燃焼チャンバ２４での効果的な燃焼を達成するように、燃料−酸化剤混合比を制御する。二元推進剤を霧化してから燃焼チャンバ２４に導入することによって、インジェクタアセンブリ２２により、ロケットエンジン１０の効率が向上する。ガス化された燃料がインジェクタアセンブリ２２に導入される（線４２で示したように）と共に、酸化剤は液体の状態でインジェクタアセンブリ２２に導入される。従って、インジェクタアセンブリ２２により、酸化剤を高温、高圧及び高エネルギのガス化された形に転化してから、酸素を燃焼チャンバ２４に導入する。かかる処理について、図２Ａ及び２Ｂを参照しつつ以下に詳細に説明する。

ロケットエンジン１０を安全な着陸（ソフトランディング）又は軌道移行に適用可能とするために、ロケットエンジン１０は、全開推力に対して約１００％〜約５％の範囲（すなわち、２０：１の推力比）で推力を変化可能となるのが有益である。全開推力未満とするためには、二元推進剤を、全開推力条件下の時より低流量で燃焼チャンバ２４に導入する。全開推力条件下の時より低流量の二元推進剤に起因して、現在のロケットエンジンでは、全開推力の１００％未満で運転する場合、燃焼チャンバ２４の圧力Ｐ１と燃焼チャンバ２４の上流側における二元推進剤の入口圧力Ｐ２との間の圧力差（ΔＰ）が小さいことが見出された。なお、上流方向は、矢印４５で示され、下流方向は、矢印４６で示されている。

小さなΔＰの結果として、燃焼チャンバ２４で生じる均一ではない燃焼により、燃焼チャンバ２４と燃焼チャンバ２４の上流側における二元推進剤の流れとの間で不安定な圧力振動をもたらす（矢印４７で示されている）。燃焼チャンバ２４で生じる燃焼は、上流側の二元推進剤を“押す”場合がある（矢印４５で示されている）。一般に、二元推進剤は、上流側に移動するのは望ましくない。なぜなら、二元推進剤が、上流側、すなわち燃焼チャンバ２４内以外で燃焼するであろう可能性を増大させるからである。二元推進剤が燃焼チャンバ２４の上流側で燃焼する場合、ロケットエンジン１０は、点火処理中に“始動困難（hard-starts）”を経験する場合がある。更に、上流側での燃焼により、ロケットエンジン１０のハードウェアに損傷を与える場合がある（例えば、ハードウェアの溶融）。ΔＰがより大きいと、燃焼処理中に生じる燃焼チャンバ２４の圧力の固有変化（natural variation）からインジェクタアセンブリ２２を通る流れを分離する助けとなる。二元推進剤の圧力Ｐ２（インジェクタアセンブリ２２によって液体酸化剤を実質的にガス化することによる）が大きいと、燃焼チャンバ２４とインジェクタアセンブリ２２との間における圧力振動の遮断を促進する圧力の“障壁”を形成する助けとなる。

本発明のインジェクタアセンブリ２２によれば、二元推進剤の圧力Ｐ２の増大を促進するので、ロケットエンジン１０が全開推力の１００％未満で運転する場合であっても、燃焼チャンバ２４の上流側の二元推進剤の圧力Ｐ２と燃焼チャンバ２４の内側の圧力Ｐ１との間におけるΔＰは、７％より大きくなる。７％より大きなΔＰにより、燃焼チャンバ２４の上流側のロケットエンジン１０のハードウェアを保護する助けとなる。下述のように、インジェクタアセンブリ２２により、ほぼ全開推力から約５％の推力（すなわち、２０：１の推力比）の範囲である推力レベル条件下で大部分（すなわち、８０％を超える量）の酸化剤のガス化を促進し、これにより広範な推力運転条件下でロケットエンジン１０のより安定な運転を可能にする。

燃焼チャンバ２４への導入前に酸化剤を実質的にガス化するインジェクタアセンブリ２２の能力に起因して、本発明のインジェクタアセンブリ２２により、ロケットエンジン１０は、低い推力水準（すなわち、低い二元推進剤流量水準）を含む種々の推力条件下にて運転可能となる。本発明のインジェクタアセンブリ２２は多様な推力レベル条件下で機能する能力を有しているので、全開出力やソフトランディング用に複数のエンジンを用いるのではなく、本発明のインジェクタアセンブリ２２によって、ロケットエンジン１０を多機能に用いることが可能となる。

インジェクタアセンブリ２２が高温、高圧及び高エネルギの酸化剤及び燃料を燃焼チャンバ２４に注入した後、酸化剤及び燃料は燃焼チャンバ２４で燃焼し、超高温、超高圧、超高エネルギの物質を形成する。その後、燃焼生成物はスロート部２８を通って移動し、ノズル２６を出て膨張し、そしてノズル２６の内側での押圧により加速する。ノズル２６を出る燃焼生成物の加速により、推力が生じる。

図２Ａは、本発明の熱交換インジェクタアセンブリ２２の断面図である。一実施の形態において、インジェクタアセンブリ２２は、点検を容易にするために、ロケットエンジン１０から分離可能である。インジェクタアセンブリ２２は、酸化剤の入口５２と、複数の熱交換要素５８と、を含む。インジェクタアセンブリ２２は、“熱交換インジェクタアセンブリ”と称されても良い。なぜなら、インジェクタアセンブリ２２は、酸化剤をガス化するために気体の燃料と液体の酸化剤との間における熱の交換を促進するように構成される複数の熱交換要素５８を含むからである。液体の酸化剤は、酸化剤の入口５２を通じてインジェクタアセンブリ２２に導入され、そして液体の酸化剤がガス化される複数の熱交換要素５８を通って流れる複数の流れに分割される。熱交換要素５８を出ると、ガス化された酸素（酸化剤）は、燃焼チャンバ２４に導入される。

インジェクタアセンブリ２２は、レジメッシュ面板（rigimesh faceplate）６０にボルト締めされ、そしてインタープロペラントプレート（interpropellant plate）６２に鑞付けされ、そこに酸化剤ドーム６４が、例えば電子ビーム溶接によって溶接される。他の実施の形態においては、インジェクタアセンブリ２２、レジメッシュ面板６０、インタープロペラントプレート６２及び酸化剤ドーム６４を取り付けるために、他の好適な手段を使用する。酸化剤ドーム６４及びインタープロペラントプレート６２は、耐酸化性で且つ耐食性の合金、例えばInconel IN718、すなわち当該分野で知られているニッケル基超合金から形成されていても良い。レジメッシュ面板６０は、熱交換要素５８を適切な位置に保持する助けとなり、そしてインジェクタアセンブリ２２内における二元推進剤を燃焼チャンバ２４における高温ガスから分離する。インタープロペラントプレート６２により、インジェクタアセンブリ２２に導入される前に、液体酸化剤と気体燃料とが分離される。不用意な燃焼を防ぐために、液体酸化剤及び気体燃料を、燃焼チャンバ２４への注入位置まで分離された状態に保持するのが好ましい。酸化剤ドーム６４は、多量の液体の酸化剤をインジェクタアセンブリ２２に供給する。

図２Ｂは、推力マウント５０に取り付けられる本発明の熱交換インジェクタ２２の概略断面図である。気体燃料は、燃料入口及びマニホルド６６を通じてインジェクタアセンブリ２２に導入され、そしてインジェクタアセンブリ２２を出て、燃焼チャンバ２４に至る。燃料は、インジェクタアセンブリ２２に入ったときに既に気体の状態である。なぜなら、上述したように、液体燃料をジャケット３２を通して循環させるときに、燃料が液体から気体に転化されるからである（図１）。

図３は、本発明の熱交換インジェクタアセンブリ２２（図２Ａ）における単一の熱交換要素５８の断面図である。熱交換要素５８は、燃料スリーブ７０と、酸化剤ポスト７２と、二重らせん部材７４（熱伝導性の多通路渦流型構造である）と、を含む。当該分野で公知の好適な手段を用いて、酸化剤ポスト７２は、燃料スリーブ７０の内面に鑞付けされ、そして二重らせん部材７４は、酸化剤ポスト７２の内面に鑞付けされている。燃料スリーブ７０は、第１の端部７０Ａから第２の端部７０Ｂまで延在し、酸化剤ポスト７２は、第１の端部７２Ａから第２の端部７２Ｂまで延在し、そして二重らせん部材７４は、第１の端部７４Ａから第２の端部７４Ｂまで延在する。距離Ｄ１は、レジメッシュ面板６０から後退している酸化剤ポスト７２の距離である。図３に示されている実施の形態において、距離Ｄ１は、約０．２５４センチメートル（０．１００インチ）である。二重らせん部材７４の第１の端部７４Ａは、酸化剤ポスト７２の第１の端部７２Ａから距離Ｄ２だけ後退している。二重らせん部材７４の第２の端部７４Ｂは、酸化剤ポスト７２の第２の端部７２Ｂから距離Ｄ３だけ後退している。一実施の形態において、距離Ｄ２及びＤ３は、それぞれ約０．２５４（０．１００インチ）〜約３．００センチメートルである。図３に示されている実施の形態において、距離Ｄ２及びＤ３は、それぞれ約１．２７センチメートル（０．５０インチ）である。他の実施の形態において、距離Ｄ１、Ｄ２及びＤ３は、種々のロケットエンジンに適応させるために変更可能である。

図４は、熱交換要素５８の拡大組立図である。二重らせん部材７４は、酸化剤ポスト７２内に適合するように構成され、酸化剤ポスト７２は、燃料スリーブ７０内に適合するように構成されている。燃料スリーブ７０は、好適な耐食性金属、例えば３１６Ｌステンレススチールで形成されている。酸化剤ポスト７２及び二重らせん部材７４は、それぞれ、高熱伝導性で、耐食性の好適な無酸素材料、例えば高熱伝導性の無酸素銅及びその合金から形成されている。図４に示されている実施の形態において、燃料スリーブ７０、酸化剤ポスト７２及び二重らせん部材７４は、同軸上にある。すなわち、熱交換要素５８が組み立てられた場合、燃料スリーブ７０の長手軸７１、酸化剤ポスト７２の長手軸７３及び二重らせん部材７４の長手軸７５が一直線に合わせられている。他の実施の形態において、他の構成として、例えば長手軸７１、７３及び７５が一直線に合わせられていない場合も考えられる。

図２Ａ〜図５に示されるインジェクタアセンブリ２２の実施の形態において、インジェクタアセンブリ２２と、これによる熱交換要素５８は、現在の１５０００重量ポンド（ｌｂｆ）の推力のエキスパンダサイクルエンジンのハードウェアに適合するように構成されている。各々の熱交換要素５８は、相互に異なる長さを有している（図２Ａ及び図２Ｂに示されるように、熱交換要素５８は、“段階”式に配置されている。）。長さが相互に異なることから、各々の熱交換要素５８は、異なる固有振動数を示し、これにより、１５０００ｌｂｆ推力のロケットエンジンの場合、熱交換要素５８がターボ機械の調波（例えば、燃焼チャンバ２４における燃焼の結果としての振動数）と干渉するのを防ぐ助けとなる。特定の１５０００ｌｂｆ推力のエキスパンダサイクルエンジンに適合させるために、燃料スリーブ７０の長さＬＦ及び酸化剤ポスト７２の長さＬＰは、それぞれ約１５．０センチメートル（約５．９インチ）〜約１７．５センチメートル（約６．９インチ）の範囲であり、二重らせん部材７４の長さＬＨは、１１．４センチメートル（約４．５インチ）である。本願の明細書に記載の寸法は、単なる例示であり、本発明を何ら限定する意図ではない。インジェクタアセンブリ２２の寸法は、インジェクタアセンブリ２２を設置するロケットエンジンの寸法に応じて調節可能である。他の実施の形態においては、ロケットエンジン１０の固有の調波に対する影響が無視できる場合、２以上の熱交換要素５８が同じ長さを有していても良い。

二重らせん部材７４は、長手軸７５に対して対称であり、約０．１０〜約２．０センチメートルの範囲のピッチを有している。図４に示されている実施の形態において、ピッチは、約０．６３５センチメートル（０．２５インチ）である。二重らせん部材７４のピッチは、種々のロケットエンジンの要件に適合するように調節され得る。一実施の形態において、二重らせん部材７４は、コンピュータ制御のアブレイシブ・ウォータ・ジェット法を用いて二重らせん構造に加工される高熱伝導性無酸素銅のロッドから形成されている。

酸化剤ポスト７２及び二重らせん部材７４は、酸化剤ポスト７２と二重らせん部材７４との間の伝熱を高水準で達成するために、高熱伝導性の材料から形成されている。二重らせん部材７４は酸化剤ポスト７２に鑞付けされているので、酸化剤ポスト７２と二重らせん部材７４との間における鑞付け用金属により、酸化剤ポスト７２と二重らせん部材７４との間の伝熱が更に促進される。

スペーサ７６は、酸化剤ポスト７２と燃料スリーブ７０との間に配置され、酸化剤ポスト７２を燃料スリーブ７０内で中心に置く助けとなる。更にスペーサ７６により、酸化剤ポスト７２の過度の構造負荷を排除する助けとなる。図４に示されている実施の形態において、スペーサ７６は、第１の端部７２Ａと第２の端部７２Ｂとの間の中間と、酸化剤ポスト７２の端部７２Ｂに配置されている。他の実施の形態において、スペーサ７６の位置及び数は調節可能である。燃料スリーブ７０を通って流れる気体の水素と酸化剤ポスト７２の間における伝熱を促進させるために、スペーサ７６は、高熱伝導性の無酸素材料、例えば高熱伝導性の無酸素銅及びその合金から形成されているのが好ましい。図４に示されている実施の形態において、スペーサ７６は、酸化剤ポスト７２と一体に形成されている。他の実施の形態において、スペーサ７６は、酸化剤ポスト７２と別個であり、当該分野で知られている好適な方法、例えば、鑞付け又は溶接によって取り付けられる。更に別の実施の形態において、スペーサ７６は、燃料スリーブ７０と一体をなしている。

図５は、熱交換要素５８の部分概略断面図であり、酸化剤８０が酸化剤ポスト７２の第１の端部７２Ａに導入され（矢印８１で示されている）、そして気体燃料８２が燃料スリーブ７０に導入される。図５に示されているように、燃料スリーブ７０及び酸化剤ポスト７２が互いに鑞付けされると共に、二重らせん部材７４及び酸化剤ポスト７２が互いに鑞付けされている。鑞付け用の金属により、燃料スリーブ７０と酸化剤ポスト７２の間の界面８３において燃料スリーブ７０及び酸化剤ポスト７２を結合し、これにより、高温の気体燃料８２から得られる熱エネルギを燃料スリーブ７０と酸化剤ポスト７２の間で対流移動させることが可能となる。鑞付け用金属は、二重らせん部材７４を領域８４において酸化剤ポスト７２に結合するので、二重らせん部材７４及び酸化剤ポスト７２は、相互に熱伝導的な伝達（すなわち、領域８４における酸化剤ポスト７２と二重らせん部材７４との間の伝熱）が生じる。

酸化剤８０及び燃料８２は両方共に、矢印４６で示される下流側の方向に流れる。上述したように、燃料８２は、タービン２０からインジェクタアセンブリ２２の熱交換要素５８に導入される。従って、燃料８２は、気体の状態であり、燃料８２を熱交換要素５８の燃料スリーブ７０に導入したときに、高温、高圧及び高エネルギレベルを示す。酸化剤８０が熱交換要素５８の二重らせん部材７４に導入されたときに、酸化剤８０は、液体の状態であり（例えばＬＯＸ）、低温、高圧及び低エネルギを示す。気体の酸化剤を燃焼チャンバ２４に導入するのが望ましい。酸化剤８０を液体の状態から気体の状態に転化するために、熱を、高温の気体燃料８２から低温の極低温液化酸化剤８０に移動させる。

熱交換要素５８は、気体燃料８２と酸化剤８０との間の伝熱を促進するように構成されている。図３に示されているように、熱交換要素５８は、燃料スリーブ７０内を高速で流れる燃料８２を酸化剤ポスト７２の全長に亘って接触させ、これによる高温の気体燃料８２から酸化剤ポスト７２への対流伝熱を最大にするように、気体の水素８２と酸化剤ポスト７２との間の間隙を制御する。

図５の説明に戻ると、酸化剤８０が酸化剤ポスト７２の第１の端部７２Ａに導入された後、酸化剤８０は、２つの別個の流れ８０Ａ，８０Ｂに分割される。更に詳細には、酸化剤８０は、２つの別個で且つ平行な通路を規定する二重らせん部材７４によって、流れ８０Ａ，８０Ｂに分割される。以下に記載するように、酸化剤８０を２つ以上の流れに分割することにより、燃料８２と酸化剤の流れ８０Ａ及び８０Ｂとの間における伝熱速度Ｑを増大させる。

熱交換要素５８は、熱伝導性の二重らせん部材７４を用いることによって気体の燃料８２から酸化剤８０への伝導性伝熱を促進するが、酸化剤８０は、高温の気体燃料８２によっても加熱される。特に、熱は、気体燃料８２から酸化剤ポスト７２に対流移動し、さらに熱伝導を介して酸化剤の流れ８０Ａ及び８０Ｂへ伝わり、また同時に、気体燃料８２から酸化剤ポスト７２ならびに二重らせん部材７４へ移動し、さらに熱伝導を介して酸化剤の流れ８０Ａ及び８０Ｂへ伝わる。流れ８０Ａ及び８０Ｂが加熱されると、液体は気体の状態に変換される。従って、流れ８０Ａ及び８０Ｂが熱交換要素５８を出た後、全体の酸化剤８０の中の高い割合が気体の状態となり、高温、高圧及び高エネルギを示す。

酸化剤８０を２つの別個の流れ８０Ａ，８０Ｂに分割し、そして熱伝導性の二重らせん部材７４を利用することにより、流れ８０Ａ及び８０Ｂが接触する高温表面積が増大する。高温表面積を増大することにより、熱交換要素５８が酸化剤の流れ８０Ａ及び８０Ｂの中の大きな割合のガス化を促進する。なぜなら、熱力学原理によれば、気体の燃料８２と酸化剤の流れ８０Ａ及び８０Ｂとの間の伝熱速度は、伝熱用の断面積の増大に伴って増大するからである。対流伝熱において、伝熱速度Ｑは、伝熱用の断面積の積である。更に詳細には、下式：
Ｑ＝Ｕ・Ａ・ΔＴ
［但し、Ｕが全体的な伝熱係数を表し、Ａが伝熱用の全体的な断面積を表し、そしてΔＴが全体的な温度差を表す。］
で表される。酸化剤８０は、気体の燃料８２による高温を示す酸化剤ポスト７２及び二重らせん部材７４の両方に接触する２つの、平行であるものの別個の流れ８０Ａ及び８０Ｂに分割されるので、酸化剤８０は、現行のインジェクタアセンブリと比較して、より大きな高温表面積に接触する。換言すれば、二重らせん部材７４は、多量の酸素８０を、酸化剤ポスト７２を通って移動する２つの、平行であるものの別個の流れ８０Ａ及び８０Ｂに分割し、これにより伝熱用の断面積を増大する。

図２Ａ〜図５の実施の形態において、酸化剤ポスト７２の長さＬＰ（図４に示されている）は、現行の酸化剤ポスト７２の寸法より大きく、これにより、酸化剤の流れ８０Ａ及び８０Ｂが接触する高温表面積を更に増大させる。長さＬＰは、約５．９〜約６．８インチの範囲であり、一方、１５０００ｌｂｆ推力のロケットエンジンにおける現行の酸化剤ポストにおいては、酸化剤ポストは約４．０インチである。上述したように、二重らせん部材７４の第２の端部７４Ｂは、酸化剤ポスト７２の第２の端部７２Ｂから距離Ｄ３だけ後退している。酸化剤ポスト７２の第２の端部７２Ｂに対して二重らせん部材７４の第２の端部７４Ｂが後退していることにより、二重らせん部材７４によって形成される流れ８０Ａ及び８０Ｂが再結合する空間が形成され、これらを再結合した後、酸化剤ポスト７２を出る。

二重らせん部材７４の形状の結果として、酸化剤の流れ８０Ａ及び８０Ｂは、これらが酸化剤ポスト７２を通って移動するときに、旋回作用を受ける。旋回作用によって生じる遠心力により、流れ８０Ａ及び８０Ｂのモーメントが増大し、気体の燃料８２からの伝熱に起因して高温である酸化剤ポスト７２と流れ８０Ａ及び８０Ｂとの間の接触が強制的に行われる。流れ８０Ａ及び８０Ｂと、酸化剤ポスト７２及び酸化剤ポスト７２との鑞付け接触によって伝導的に加熱される二重らせん部材７４との間における接触は、燃焼チャンバ２４への注入前に、十分な量の酸化剤８０のガス化を促進する（図１参照）。

［三次元モデリング］
伝熱の分析は、酸化剤ポスト７２のコンピュータ制御三次元モデルを用いて行われ、そしてインジェクタアセンブリ２２中の燃料８２と酸化剤８０との間における伝導、対流及び放射による総括的な伝熱に関する計算を得た。５：１の推力比の分析モデルの進行を行った。全開推力に対して２０％の条件下（すなわち、５：１の推力比）では、酸化剤８０は、インジェクタアセンブリ２２の入口において液体の状態（例えば、ＬＯＸ）である。全開推力に対して２０％の条件下で燃料８２から得られる熱エネルギは、全開推力条件下で生成される熱より低かった。流れ８０Ａ及び８０Ｂが二重らせん部材７４の半分まで流れたときに、流れ８０Ａ及び８０Ｂは、体積換算で、それぞれ約８０％気体であることが見出された。酸化剤８０の実質的なガス化の結果として、Ｐ１とＰ２との間のΔＰ（図１）は、約１０％であり、これは、不安定な圧力振動及び断続燃焼（chugging）を回避する上で、許容可能なΔＰとなり得るものであった。別のコンピュータ制御分析において、全開推力に対して５％の条件下（すなわち、２０：１の推力比）では、流れ８０Ａ及び８０Ｂは、熱交換要素５８を通過して流れた後、完全に気化されたことが見出された。

本発明のインジェクタアセンブリについて、酸化剤ポストに配置された二重らせん部材に関して説明したものの、他の実施の形態においては、酸化剤ポストを通過して移動する酸化剤の流れを分割する能力を有し且つ渦巻型の構造を備える任意の熱伝導性多通路渦流型部材を、二重らせん部材の代わりに用いても良い。例えば、二重らせんは、三重らせん部材か、又は非対称構造を形成するようにからみ合わされる２種類の単一らせん部材に置き換えられていても良い。

本願明細書に記載の技術用語は、説明目的に用いられたものであって、本発明を限定するためではない。本願明細書で開示された特定の構造及び機能に関する詳細は、限定として解釈されるべきではなく、単に、本願を様々に用いる当業者に教示する基礎として解釈されるべきである。本発明では好ましい実施の形態について説明したものの、当業者であれば、本発明の精神及び目的から逸脱することなく形態及び項目について変更可能であることを認識するだろう。

二元推進剤タンク、二元推進剤ポンプ、ポンプ駆動用タービン、インジェクタアセンブリ、燃焼チャンバ、ノズルを含むエキスパンダサイクルロケットエンジンの概略図であり、ロケットエンジンを通過する二元推進剤の流れを示している。 複数の熱交換要素を含む本発明の熱交換インジェクタアセンブリの断面図である。 図２Ａにおける熱交換インジェクタアセンブリの概略断面図である。 図２Ａ及び図２Ｂの熱交換インジェクタアセンブリにおける熱交換要素の断面図であり、熱交換要素は、燃料スリーブと、該燃料スリーブに設けられた液体酸化剤ポストと、該液体酸化剤ポストに設けられた多通路渦流型部材と、を含む。 図３における熱交換要素の組立拡大図である。 図２Ａ及び図２Ｂにおける熱交換要素の部分概略断面図であり、酸素が液体酸化剤ポストを通って下流方向に流れ、気体の水素が燃料スリーブを通って下流方向に流れる。

符号の説明

１０…エキスパンダサイクルロケットエンジン
１２…酸化剤タンク
１６…燃料タンク
２０…タービン
２２…インジェクタアセンブリ
２４…燃焼チャンバ
２６…ノズル
３２…ジャケット
５８…熱交換要素
６４…酸化剤ドーム
７０…燃料スリーブ
７２…酸化剤ポスト
７４…二重らせん部材
７６…スペーサ
８０…酸化剤
８２…燃料

Claims (23)

1. ロケットエンジンでの使用に好適な熱交換インジェクタアセンブリであって、
   第１の端部と第２の端部の間に延在し、内面及び外面を含む液体酸化剤ポストと、
   該液体酸化剤ポスト内に配置され、第３の端部と第４の端部の間に延在する多通路渦流型要素と、
   を備えることを特徴とする熱交換インジェクタアセンブリ。
2. 多通路渦流型要素が、約０．０１〜２．０センチメートルのピッチを有する請求項１に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。
3. 多通路渦流型要素が、液体酸化剤ポストの内面に鑞付けされている請求項１に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。
4. 多通路渦流型要素が、二重らせん部材を含む請求項１に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。
5. 二重らせん部材と液体酸化剤ポストが同軸上にある請求項４に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。
6. 多通路渦流型要素の第４の端部が、液体酸化剤ポストの第２の端部から約０．２５４〜約３．００センチメートルの距離だけ後退している請求項１に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。
7. 多通路渦流型要素が、高熱伝導性の無酸素銅及びその合金を含む材料から形成されている請求項１に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。
8. 更に、第５の端部と第６の端部の間に延在する燃料スリーブを含み、該燃料スリーブ内に液体酸化剤ポストが設けられている請求項１に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。
9. 液体酸化剤ポストの第１の端部が、燃料スリーブの第５の端部に対して約０．２５４〜約３．００センチメートルだけ後退している請求項８に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。
10. 更に、酸化剤ポストの外面と燃料スリーブの間に設けられている第１のスペーサを含む請求項９に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。
11. 第１のスペーサが、酸化剤ポストの第２の端部に配置されている請求項１０に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。
12. 更に、酸化剤ポストの外面と燃料スリーブの間に設けられ、且つ酸化剤ポストの第１の端部と第２の端部の間の略中間に配置されている第２のスペーサを含む請求項１０に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。
13. 燃焼チャンバと、
    該燃焼チャンバに燃料及び酸化剤を供給するように構成され、且つ燃料スリーブと、該燃料スリーブ内に設けられ、内面及び外面を含む液体酸化剤ポストと、該液体酸化剤ポスト内に設けられた多通路渦流型要素と、を備える熱交換インジェクタアセンブリと、
    該熱交換インジェクタアセンブリに燃料を供給するように構成された燃料ポンプと、
    熱交換インジェクタアセンブリに酸化剤を供給するように構成された酸化剤ポンプと、
    を備える二元推進剤ロケットエンジン。
14. 更に、
    液体酸化剤ポストの第１の端部に取り付けられた液体酸化剤ドームと、
    該液体酸化剤ドームに取り付けられた二元推進剤プレートと、
    を含む請求項１３に記載の二元推進剤ロケットエンジン。
15. 運転中における熱交換インジェクタと燃焼チャンバとの間の圧力差が約７％以上である請求項１４に記載の二元推進剤ロケットエンジン。
16. 燃料ポンプ及び酸化剤ポンプがタービン駆動式である請求項１３に記載の二元推進剤ロケットエンジン。
17. 燃料ポンプ及び酸化剤ポンプを単一のタービンで駆動させる請求項１６に記載の二元推進剤ロケットエンジン。
18. 多通路渦流型要素が、細長い二重らせん部材を含む請求項１３に記載の二元推進剤ロケットエンジン。
19. 二重らせん部材が、約０．１０〜約２．０センチメートルのピッチを有する請求項１６に記載の二元推進剤ロケットエンジン。
20. 多通路渦流型要素が、液体酸化剤ポストの内面に連結されている請求項１３に記載の二元推進剤ロケットエンジン。
21. 多通路渦流型要素が、高熱伝導性の無酸素銅及びその合金を含む材料から形成されている請求項１３に記載の二元推進剤ロケットエンジン。
22. ロケットエンジンでの使用に好適な熱交換インジェクタアセンブリであって、
    燃料流を受け入れるように構成された燃料スリーブと、
    該燃料スリーブ内に設けられ、液体の酸化剤流を受け入れるように構成された液体酸化剤ポストと、
    該液体酸化剤ポスト内に設けられ且つ熱伝導性材料から構成され、液体の酸化剤流を分割する手段と、
    を備えることを特徴とする熱交換インジェクタアセンブリ。
23. 液体の酸化剤流を分割する手段が、渦巻き構造を含む請求項２２に記載の熱交換インジェクタアセンブリ。

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