JP2008101534A - Effusion cooling rocket combustor - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、滲み出し冷却ロケット燃焼器、特に、燃焼室の熱負荷分布に応じた最適量の冷却剤を簡便な方法によって分配供給することにより性能低下を最小限に止め、更には耐久性の向上、構造の単純化、軽量化および費用の低減が期待できる滲み出し冷却ロケット燃焼器に関する。 The present invention minimizes performance degradation by distributing and supplying an optimum amount of coolant according to the heat load distribution of the bleed-out cooled rocket combustor, in particular, the combustion chamber by a simple method, and further improves durability. The present invention relates to a seepage-cooled rocket combustor that can be improved, simplified in structure, reduced in weight and reduced in cost.
液体ロケットエンジンの燃焼室壁への熱負荷は実用燃焼機器の中では最も高く、１００ＭＷ/ｍ２を超えるものも見られる。このため、燃焼室の冷却の良否はエンジンの信頼性、耐久性に大きく影響し、また冷却方式は製作コストと密接に関係する。通常、このような高熱負荷による燃焼室壁の熔融・焼損を防止するために燃料による再生冷却が行われる（例えば、下記特許文献１の図３および図４を参照。）。この方法は銅合金あるいはニッケル合金等の金属で形成された燃焼室壁内に多数の冷却剤用の流路を設け、そこに燃焼に供する前の燃料を冷却剤として通して冷却するものである。この方式は構造が複雑であり、更には特殊な合金等を使用することもあって製作コストが非常に高い反面、冷却特性上場所によって壁厚１ｍｍ以下が要求されるため、エンジンの起動・停止時に燃焼室壁に作用する大きな応力のために耐久性はさほど良好ではない。その耐久性は使い捨て型宇宙輸送機に対しては充分であっても、将来実現が期待されている再使用型宇宙輸送機用としては格段の耐久性向上が求められると考えられる。在来型燃焼室の耐久性向上を図る試みはこれまでに多数行われて来ているが、大幅な改善を得たとの報告は見られないため、新たな方式によるブレークスルーが望まれる。
透過性(通気性、浸透性)材料から冷却剤を滲み出させて燃焼室壁を冷却する滲み出し冷却法は従来から知られている技術であるが、高熱負荷の場合に適用した場合には燃焼室の熔融・焼損を招き易く、またこれを防止しようとして冷却剤流量を増加させると性能の低下が著しくなり実用上問題がある。しかしながら、滲み出し冷却は、基本的に構造を極めて単純に出来る特徴を持っている。透過性を有する燃焼室ライナーの材料としては従来、主として焼結等によって作られる多孔性金属材料が使用されてきたために耐熱性が低いこと、更には燃焼室の熱負荷分布に応じて適切な冷却剤の分配を行うためには複雑な構造が必要となる等の問題のために、滲み出し冷却法の利点を十分に活かすことが出来なかった。このような問題を簡便な方法によって解消することが出来れば、性能の低下を最小限に抑え、滲み出し冷却法が本来持っている単純な構造を活かして軽量化、製作コストの低減等を図った燃焼室を実現できる。
ところで、炭素繊維強化炭素複合材(C/C複合材)は軽量であり優れた耐熱性と高温強度を有するために、これを航空機あるいは宇宙輸送機等のエンジン部材に適用することを目指した研究が近年盛んになっている。
The heat load on the combustion chamber wall of the liquid rocket engine is the highest among practical combustion equipment, and some of the heat load exceeds 100 MW / m 2 . For this reason, the quality of the cooling of the combustion chamber greatly affects the reliability and durability of the engine, and the cooling method is closely related to the manufacturing cost. Usually, regenerative cooling with fuel is performed in order to prevent melting and burning of the combustion chamber wall due to such a high heat load (see, for example, FIGS. 3 and 4 of
The exudation cooling method that exudes a coolant from a permeable (breathable, permeable) material to cool the combustion chamber wall is a conventionally known technique, but when applied to a high heat load, The combustion chamber is likely to be melted and burned, and if the coolant flow rate is increased in order to prevent this, the performance is significantly lowered, causing a practical problem. However, seepage cooling basically has the feature that the structure can be very simple. Conventionally, porous metal materials made mainly by sintering have been used as the material for the permeable combustion chamber liner, so that the heat resistance is low, and appropriate cooling depending on the heat load distribution in the combustion chamber Due to the problem that a complex structure is required to distribute the agent, the advantage of the seepage cooling method could not be fully utilized. If such a problem can be solved by a simple method, performance degradation will be minimized and the simple structure inherent in the seepage cooling method will be utilized to reduce weight and reduce manufacturing costs. A combustion chamber can be realized.
By the way, since carbon fiber reinforced carbon composite material (C / C composite material) is lightweight and has excellent heat resistance and high temperature strength, research aimed at applying it to engine members such as aircraft or space transport aircraft Has become popular in recent years.
上述した通り、従来の滲み出し冷却を採用したロケット燃焼器では、特に高熱負荷の場合に、燃焼室の熔融・焼損を招き易く、これを防止するために冷却剤の滲み出し流量を増加させるとエンジン性能の低下が著しくなって実用上問題がある。これは冷却剤を滲み出させるための燃焼室ライナーが耐熱性の不十分な多孔性金属材料製であるため、熔融・焼損を防止するために多量の冷却剤を滲み出させる結果、燃焼に関与しない推進剤の割合が増加して燃焼性能の低下を招くためである。
しかし、これを改善するために燃焼室の熱負荷分布に応じて適切に冷却剤を分配しようとすると構造が複雑になって低コストでの製作が困難となる。この問題を解決するためには、燃焼室ライナーの耐熱性の向上および簡便な方法による燃焼室熱負荷分布に応じた適切な冷却剤の分配方法が求められる。
そこで、本発明は、かかる従来技術の問題点に鑑みなされたものであって、その目的は、C/C複合材の長所に加えてその透過性に着目し、C/C複合材を滲み出し冷却ロケット燃焼室のライナー材料として使用し、更にロケット燃焼室内の圧力分布特性を利用することによって、あるいはC/C複合材の透過性を好ましい値に制御することによって容易に燃焼室の熱負荷分布に応じた冷却剤の分配を行うことが出来る滲み出し冷却ロケット燃焼器を提供し、従来の滲み出し冷却ロケット燃焼器の欠点を解消することにある。
As described above, the conventional rocket combustor adopting seepage cooling is likely to cause melting and burning of the combustion chamber particularly in the case of a high heat load, and in order to prevent this, the coolant seepage flow rate is increased. There is a problem in practical use because the engine performance is significantly reduced. This is because the combustion chamber liner for oozing out the coolant is made of porous metal material with insufficient heat resistance, so that a large amount of coolant oozes out to prevent melting and burning, and is involved in combustion. This is because the proportion of the propellant that does not increase increases the combustion performance.
However, if the coolant is appropriately distributed according to the heat load distribution in the combustion chamber in order to improve this, the structure becomes complicated and it is difficult to manufacture at a low cost. In order to solve this problem, there is a need for an appropriate coolant distribution method in accordance with the combustion chamber thermal load distribution by the improvement of heat resistance of the combustion chamber liner and a simple method.
Therefore, the present invention has been made in view of the problems of the prior art, and its purpose is to pay attention to the permeability in addition to the advantages of the C / C composite material and to exude the C / C composite material. Easy to use as a liner material for a cooled rocket combustion chamber, and by utilizing the pressure distribution characteristics in the rocket combustion chamber or by controlling the permeability of the C / C composite to a desirable value, It is an object of the present invention to provide a bleed-out cooling rocket combustor capable of distributing a coolant according to the above, and to eliminate the drawbacks of the conventional bleed-out cooling rocket combustor.
前記目的を達成するために請求項１に記載の滲み出し冷却ロケット燃焼器では、燃焼室壁およびノズル壁を遮熱するライナーの厚さをｔと、該ライナーの冷却剤に対する透過係数をＫlinerと、前記燃焼室壁または前記ノズル壁と該ライナーとの間に形成された冷却剤供給路から燃焼室へ滲み出る際の冷却剤の供給差圧をΔＰとする時、Ｋliner×ΔＰ／ｔで表される冷却剤のライナーからの透過流束ｑcoolは、燃焼室の軸方向に対する熱負荷分布に対し相似となるように構成されていることを特徴とする。
上記滲み出し冷却ロケット燃焼器では、冷却剤のライナーからの透過流束を燃焼室壁またはノズル壁の熱負荷分布に対し相似となるように構成することにより、熱負荷の大きいところに対しては冷却剤の透過流束が大きくなり、一方熱負荷の小さいところに対しては冷却剤の透過流束が小さくなり、その結果、燃焼室壁またはノズル壁の熱負荷分布に応じた最適な冷却剤の分配が可能となり、滲み出し冷却に伴う燃焼器の性能低下を最小限に抑えることが可能となる。
In order to achieve the above object, in the seepage cooled rocket combustor according to
In the bleed-out cooling rocket combustor, the permeation flux from the liner of the coolant is configured to be similar to the heat load distribution on the combustion chamber wall or nozzle wall. The coolant permeation flux increases, while the coolant permeation flux decreases for places where the heat load is small. As a result, the optimum coolant according to the heat load distribution on the combustion chamber wall or nozzle wall This makes it possible to minimize the deterioration of the combustor performance due to the seepage cooling.
請求項２に記載の滲み出し冷却ロケット燃焼器では、前記ライナーの厚さｔ、前記冷却剤に対する透過係数Ｋlinerまたは前記冷却剤の供給差圧ΔＰの内、該供給差圧ΔＰが小さいところでは前記ライナーの厚さｔ若しくは前記透過係数Ｋlinerまたは双方を制御することにより、他方、前記供給差圧ΔＰが大きいところでは前記透過係数Ｋlinerを制御することにより前記冷却剤のライナーからの透過流束ｑcoolを、前記燃焼室の軸方向に対する熱負荷分布に対し相似となるように構成されていることとした。
上記滲み出し冷却ロケット燃焼器では、上記構成とすることにより、簡便な方法で燃焼室の熱負荷分布に応じた冷却剤の最適分配が達成されることになる。
In the seepage cooling rocket combustor according to
With the above-described bleed-out cooling rocket combustor, by adopting the above configuration, the optimum distribution of the coolant according to the heat load distribution in the combustion chamber can be achieved by a simple method.
請求項３に記載の滲み出し冷却ロケット燃焼器では、前記燃焼器の噴射器面からノズルスロート部までは前記ライナーの厚さｔを変化させることによって、一方、前記ノズルスロート部からノズル出口までは前記ライナーの冷却剤に対する透過係数Ｋlinerを変化させることによって、前記冷却剤のライナーからの透過流束ｑcoolは、前記燃焼室の軸方向に対する熱負荷分布に対し相似となるように構成されていることとした。
上記滲み出し冷却ロケット燃焼器では、上記構成とすることにより、重量の増加を抑えた上で、冷却剤のライナーからの透過流束を燃焼室の熱負荷部分布に対し相似にし、燃焼室の熱負荷分布に応じた冷却剤の最適分配が好適に達成されることになる。
In the exudation cooling rocket combustor according to
In the bleed-out cooling rocket combustor, with the above configuration, while suppressing an increase in weight, the permeation flux from the liner of the coolant is made similar to the heat load distribution of the combustion chamber, and the combustion chamber The optimum distribution of the coolant according to the heat load distribution is preferably achieved.
請求項４に記載の滲み出し冷却ロケット燃焼器では、前記ライナーの冷却剤に対する透過係数Ｋlinerの最適設定は、該ライナーに前記PHPS溶液を塗布・含浸させてシリカを生成させることから成ることとした。
上記滲み出し冷却ロケット燃焼器では、上記構成とすることにより、重量の増加を抑えた上で、冷却剤のライナーからの透過流束を燃焼室の熱負荷分布に対し相似になるように、ライナーの冷却剤に対する透過係数Ｋlinerを好適に設定することが出来る。
5. The exudation cooled rocket combustor according to claim 4, wherein the optimum setting of the permeability coefficient K liner for the coolant of the liner consists of applying and impregnating the PHPS solution to the liner to produce silica. did.
In the bleed-out cooling rocket combustor, the above-described configuration prevents the increase in weight, and the liner so that the permeation flux from the liner of the coolant is similar to the heat load distribution in the combustion chamber. The permeability coefficient K liner for the coolant can be suitably set.
請求項５に記載の滲み出し冷却ロケット燃焼器では、前記ライナーの冷却剤に対する透過係数Ｋlinerの最適設定は、該ライナーを構成する透過性材料の透過性に関する積層異方性を利用することから成ることとした。
上記滲み出し冷却ロケット燃焼器では、上記構成とすることにより、重量の増加を抑えた上で、冷却剤のライナーからの透過流束を燃焼室の熱負荷分布に対し相似になるように、ライナーの冷却剤に対する透過係数Ｋlinerを好適に設定することが出来る。
In the bleed-out cooled rocket combustor according to claim 5, the optimum setting of the permeability coefficient K liner for the coolant of the liner uses the lamination anisotropy related to the permeability of the permeable material constituting the liner. I decided to make it.
In the bleed-out cooling rocket combustor, the above-described configuration prevents the increase in weight, and the liner so that the permeation flux from the liner of the coolant is similar to the heat load distribution in the combustion chamber. The permeability coefficient K liner for the coolant can be suitably set.
請求項６に記載の滲み出し冷却ロケット燃焼器では、前記ライナーの冷却剤に対する透過係数Ｋlinerの最適設定は、該ライナーを構成する透過性材料の透過性に関する積層異方性を利用すること並びに該ライナーに前記PHPS溶液を塗布・含浸させてシリカを生成させることから成ることとした。
上記滲み出し冷却ロケット燃焼器では、上記構成とすることにより、重量の増加を抑えた上で、冷却剤のライナーからの透過流束を燃焼室の熱負荷分布に対し相似になるように、ライナーの冷却剤に対する透過係数Ｋlinerを好適に設定することが出来る。
7. The exudation cooled rocket combustor according to claim 6, wherein the optimum setting of the permeability coefficient K liner for the coolant of the liner utilizes the laminate anisotropy related to the permeability of the permeable material constituting the liner, and The liner was coated and impregnated with the PHPS solution to produce silica.
In the bleed-out cooling rocket combustor, the above-described configuration prevents the increase in weight, and the liner so that the permeation flux from the liner of the coolant is similar to the heat load distribution in the combustion chamber. The permeability coefficient K liner for the coolant can be suitably set.
請求項７に記載の滲み出し冷却ロケット燃焼器では、前記ライナーの材質は、C/C複合材から成ることとした。
上記滲み出し冷却ロケット燃焼器では、上記構成とすることにより、ライナーの耐熱性が好適に向上するようになる。
According to a seventh aspect of the present invention, the liner is made of a C / C composite material.
In the bleed-out cooling rocket combustor, the heat resistance of the liner is preferably improved by adopting the above configuration.
本発明の滲み出し冷却ロケット燃焼器によれば、滲み出し冷却に伴う性能の低下を最小限に抑えつつ軽量で高熱負荷に対応可能なロケット燃焼器を低コストで提供し得るようになる。 According to the bleed-out cooled rocket combustor of the present invention, it is possible to provide a rocket combustor that is lightweight and capable of handling a high heat load at a low cost while minimizing a decrease in performance due to bleed-out cooling.
以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。 Hereinafter, the present invention will be described in more detail with reference to embodiments shown in the drawings.
図１は、本発明の滲み出し冷却ロケット燃焼器１００を示す説明図である。なお、図１の（ａ）は要部断面図であり、同（ｂ）はＡ部詳細図である。
この滲み出し冷却ロケット燃焼器１００は、燃料と酸化剤を燃焼室に供給するインジェクター部１０と、燃料と酸化剤が混合し燃焼反応が起こる燃焼室部２０と、燃焼反応で生じた高温高圧の燃焼ガスを超音速で外部に噴出するノズル部３０とから成る。
FIG. 1 is an explanatory view showing a bleed-out
The seepage-cooled
インジェクター部１０は、噴射される推進剤の状態に応じて、同軸型あるいは衝突型等の適切な噴射エレメントを採用する。燃料としては水素ガスあるいは炭化水素を、他方、酸化剤としては液体酸素を想定している。本実施例では燃料の状態はガスであり酸化剤の状態は液体であるが、噴射される推進剤の状態はガスまたは液体のどちらであっても良い。
The
燃焼室部２０は、例えば外筒の燃焼室壁２１と、内筒の燃焼室ライナー２２とが二重壁構造を成して、外筒の内周面と内筒の外周面とによって冷却剤が流れる冷却剤流路２３が形成されている。なお、燃焼室ライナー２２の詳細については後述するが、いわゆる耐熱性かつ透過性材料からなり、燃焼室の熱負荷分布に応じた最適な量の冷却剤が燃焼室ライナー２２を通して燃焼室２４に滲み出るように構成されている。これにより、燃焼室部２０の耐熱性が向上すると共に燃焼室壁の冷却に使用される燃料が最適化されるため、冷却に伴う燃焼器の性能低下を最小限に抑えることが出来るようになる。因みに燃焼室ライナー２２の材質としては、例えば2D−C/C複合材((株)アクロス製AC200材)を使用することが出来る。
For example, the
ノズル部３０は、例えばベルノズルあるいはコニカルノズルで、燃焼室部２０と同様にノズル壁３１及びノズルライナー３２の二重壁構造を成している。ノズルライナー３２も、燃焼室ライナー２２と同様にノズル壁３１の熱負荷分布に応じた最適な量の冷却剤がノズルライナー３２を通してノズル内部に滲み出るように構成されている。
The
先ず、本発明が解決しようとする課題の一つである燃焼室ライナー２２及びノズルライナー３２の耐熱性向上については、ライナーの材質を従来の銅合金（融点:約１０００℃）あるいはニッケル合金（融点:約１４５０℃）から上記C/C複合材（昇華点:約４０００℃、圧力が約２０ＭＰａ以下では融点無し）に変更することによって解決することが出来る。この場合、銅合金およびニッケル合金の密度が約９g/cm3であるのに対して、C/C複合材の密度は約１.７g/cm3と極めて小さいため、上記C/C複合材に変わることによって燃焼室ライナー２２及びノズルライナー３２の重量が大幅に軽量化され、ひいては燃焼器全体の重量も大幅に軽量化されることになる。
First, for improving the heat resistance of the combustion chamber liner 22 and the
図２から図５は、燃焼室の熱負荷分布に応じた冷却剤の最適分配例を示す説明図である。図２は燃焼室の熱負荷分布を計測するための供試体であり、図３は計測された熱負荷分布の一例であり、図４は燃焼室内からノズル内にかけての静圧分布を示し、図５は透過性材料の積層異方性およびPHPS処理による透過係数の制御例を示す説明図である。 FIG. 2 to FIG. 5 are explanatory diagrams showing examples of optimal distribution of the coolant according to the heat load distribution in the combustion chamber. 2 is a specimen for measuring the thermal load distribution in the combustion chamber, FIG. 3 is an example of the measured thermal load distribution, FIG. 4 shows the static pressure distribution from the combustion chamber to the nozzle, FIG. 5 is an explanatory diagram showing an example of control of the transmission coefficient by the lamination anisotropy of the transparent material and the PHPS treatment.
さて、残りの課題である簡便な方法による冷却剤の適切な分配については次のように解決することが出来る。一般に、ロケット燃焼室壁の熱負荷は、燃焼室内の局所的な燃焼ガスの圧力、速度および物性等に支配され場所によって異なっている。一例として、図２に示すロケット燃焼器の供試体に関する燃焼室壁の熱負荷分布は、図３のようになる。熱負荷は噴射器面から下流に向かって徐々に増加してノズルスロート部付近で最大値に達した後、急激に低下する。その値は場所によっては１０倍以上も異なっている。このため、燃焼室壁を効率良く冷却するには、その場所での熱負荷に応じて壁面から滲み出させる冷却剤の量を適切に分配させる必要がある。すなわち、局所の冷却剤の透過流束(単位面積、単位時間あたりの流量)の分布を、図３に示した熱負荷分布と相似な形状に設定する必要がある。一方、燃焼室内では燃焼ガスがノズルスロート部を通して亜音速流から超音速流に加速されるのに伴って燃焼ガスの圧力は大きく低下する。図２に示したロケット燃焼器の供試体の燃焼ガスに関する圧力分布の一例を図４に示す。
透過性を持った燃焼室ライナー２２またはノズルライナー３２を通して内部に滲み出す冷却剤の流束は次式で表される。ｑcool＝Κliner・ΔＰ／ｔ
ここで、
ｑcool：冷却剤の透過流束
Κliner：ライナー材の透過係数
ΔＰ：ライナーを通しての圧力差
ｔ：ライナーの厚さ
である。
ライナー材の透過係数Κlinerが一定の場合には、冷却剤の透過流束ｑcoolはΔＰ/ｔに比例するため、適切な量の冷却剤を滲み出させるためには燃焼室の流れ方向に沿ったΔＰ/ｔの分布を図３に示した熱負荷分布と相似な形にすれば良い。しかしながら、通常は冷却剤の供給圧が一定であるのに対して、燃焼室内の圧力は前述したようにノズルスロート部から下流にかけて急激に低下するため、ΔＰはノズルスロート部から下流にかけて急激に増大する。前述の図４には一例として、冷却剤の供給圧を８[ＭＰａ]、推進剤噴射器端面での燃焼室圧力が７[ＭＰａ]のケースを示した。この図から、ライナーの厚さｔを一定とした場合には、ノズルスロート部から下流ではΔＰ/ｔが著しく大きくなって必要以上の冷却剤が供給されてしまうことが分かる。これを是正するにはライナーの厚さｔを流れ方向に沿って変えることによりΔＰ/ｔを好ましい値に調整して図３に示した熱負荷分布の形と相似にすれば良い。しかしながら、この方法ではノズルスロート部の下流領域で熱負荷がスロート部付近の１/１０以下にまで低下するため、ライナーの厚さを上流側の１０倍以上にしてやる必要がある。しかしながら、ライナーの厚さが場所によって１桁も異なることは燃焼室の外形が大型化し重量の面からも好ましくない。
このため、過大なライナー厚さが要求される部分では、ライナー材の透過係数Κlinerの値を小さく制御することによってライナー厚さの増大の問題を解消する。C/C複合材の透過係数を低減する低コストで簡便な方法として、シリカ前駆体ポリマーであるPHPS溶液をC/C複合材に塗布含浸させ、シリカを生成させることによって透過係数を低減する方法を用いる。この方法は特別な装置等を必要としないため、低コストで容易に実施可能である。ＰＨＰＳをC/C複合材に塗布含浸後、常温空気中に２〜３週間放置すればＰＨＰＳがシリカに転化してC/C複合材中にある微細な穴を部分的に塞ぐ働きをする。
この場合、ＰＨＰＳ処理の回数あるいは使用するＰＨＰＳ溶液の濃度を変えることによって透過係数を好ましい値に調整することが可能である。シリカの融点は約１７００℃でありC/C複合材よりも耐熱性が劣るが、銅合金あるいはニッケル合金と比較すればかなり優れている。実施例として市販の上記２Ｄ−C/C複合材に前述のＰＨＰＳを用いて透過係数の低減を試みた結果の一例を図５に示す。ＰＨＰＳ処理によって透過係数が１/５〜１/１３に低下する結果が得られた。なお、２Ｄ−C/C複合材の積層構造上、流体の透過方向がC/C複合材の積層面に直角か平行かによって透過係数に異方性が見られる。この異方性はC/C複合材を用いる際に積層面の方向を選択することによって好ましい透過係数を得るために利用できる。
結局、燃焼室熱負荷分布に応じて適切な量の冷却剤を滲み出させるには、推進剤噴射器面からノズルスロート部付近までは燃焼室ライナーの厚さを変えることにより、あるいはＰＨＰＳ処理によってC/C複合材製ライナーの透過係数を変えることによって、更にはC/C複合材の積層面の方向を選択することによって滲み出し量を制御すれば良い。これら三つを併用することによって更にきめ細かく冷却剤の滲み出し量を制御することが可能である。他方、ノズルスロート部からノズル部出口まではＰＨＰＳ処理によってC/C複合材製ライナーの透過係数を変えることによって、更にはC/C複合材の積層面の方向を選択することによって滲み出し量を制御すれば良い。
Now, the appropriate distribution of the coolant by the simple method, which is the remaining problem, can be solved as follows. In general, the heat load on the wall of the rocket combustion chamber is controlled by the pressure, velocity, physical properties, etc. of the local combustion gas in the combustion chamber and varies depending on the location. As an example, the heat load distribution on the combustion chamber wall for the specimen of the rocket combustor shown in FIG. 2 is as shown in FIG. The thermal load gradually increases from the injector surface toward the downstream, reaches a maximum value near the nozzle throat portion, and then rapidly decreases. The value varies by more than 10 times depending on the location. For this reason, in order to cool the combustion chamber wall efficiently, it is necessary to appropriately distribute the amount of the coolant that exudes from the wall surface in accordance with the heat load at that location. That is, it is necessary to set the distribution of the local coolant permeation flux (unit area, flow rate per unit time) to a shape similar to the heat load distribution shown in FIG. On the other hand, in the combustion chamber, as the combustion gas is accelerated from the subsonic flow to the supersonic flow through the nozzle throat portion, the pressure of the combustion gas greatly decreases. An example of the pressure distribution regarding the combustion gas of the specimen of the rocket combustor shown in FIG. 2 is shown in FIG.
The coolant flux that oozes out through the permeable combustion chamber liner 22 or
here,
q cool : Permeation flux of coolant Κ liner : Permeation coefficient of liner material ΔP: Pressure difference through liner t: Thickness of liner.
When the liner has a constant permeability coefficient Κ liner , the coolant permeation flux q cool is proportional to ΔP / t, so in order to ooze an appropriate amount of coolant in the combustion chamber flow direction. The distribution of ΔP / t along the line may be similar to the heat load distribution shown in FIG. However, since the supply pressure of the coolant is usually constant, the pressure in the combustion chamber rapidly decreases from the nozzle throat portion to the downstream as described above, and therefore ΔP increases rapidly from the nozzle throat portion to the downstream. To do. As an example, FIG. 4 shows a case where the coolant supply pressure is 8 [MPa] and the combustion chamber pressure at the end face of the propellant injector is 7 [MPa]. From this figure, it can be seen that when the thickness t of the liner is constant, ΔP / t is remarkably increased downstream from the nozzle throat and excessive coolant is supplied. In order to correct this, ΔP / t may be adjusted to a preferable value by changing the thickness t of the liner along the flow direction so as to be similar to the shape of the thermal load distribution shown in FIG. However, in this method, since the thermal load is reduced to 1/10 or less near the throat portion in the downstream region of the nozzle throat portion, it is necessary to increase the thickness of the liner to 10 times or more of the upstream side. However, it is not preferable from the standpoint of weight that the thickness of the liner differs by an order of magnitude depending on the location and the outer shape of the combustion chamber becomes large.
For this reason, in a portion where an excessive liner thickness is required, the problem of an increase in the liner thickness is solved by controlling the liner material permeability coefficient Κ liner to a small value. As a low-cost and simple method for reducing the permeability coefficient of C / C composite materials, a method of reducing the permeability coefficient by applying and impregnating a PHPS solution, which is a silica precursor polymer, to C / C composite materials to produce silica. Is used. Since this method does not require a special device or the like, it can be easily implemented at low cost. After coating and impregnating PHPS with a C / C composite material, if left in room temperature air for 2 to 3 weeks, the PHPS is converted to silica and functions to partially block fine holes in the C / C composite material.
In this case, it is possible to adjust the transmission coefficient to a preferred value by changing the number of PHPS treatments or the concentration of the PHPS solution used. Silica has a melting point of about 1700 ° C., which is inferior in heat resistance to C / C composites, but is considerably better than copper alloys or nickel alloys. As an example, FIG. 5 shows an example of a result of an attempt to reduce the transmission coefficient using the above-described PHPS for the commercially available 2D-C / C composite material. As a result of the PHPS treatment, the transmission coefficient was reduced to 1/5 to 1/13. Note that anisotropy is observed in the transmission coefficient depending on whether the fluid permeation direction is perpendicular or parallel to the laminating surface of the C / C composite material on the laminated structure of the 2D-C / C composite material. This anisotropy can be used to obtain a favorable transmission coefficient by selecting the direction of the laminated surface when using a C / C composite.
Eventually, in order to exude an appropriate amount of coolant according to the combustion chamber thermal load distribution, the thickness of the combustion chamber liner is changed from the propellant injector surface to the vicinity of the nozzle throat, or by PHPS treatment. The amount of oozing may be controlled by changing the transmission coefficient of the C / C composite liner, and further by selecting the direction of the laminated surface of the C / C composite material. By using these three together, it is possible to control the oozing amount of the coolant more finely. On the other hand, from the nozzle throat to the nozzle outlet, the amount of seepage can be reduced by changing the transmission coefficient of the C / C composite liner through PHPS processing, and further by selecting the direction of the C / C composite laminate surface. Just control.
上記滲み出し冷却ロケット燃焼器１００によれば、従来の滲み出し冷却ロケット燃焼室の欠点を解消し、従来よりも高熱負荷に対応可能で耐久性に優れ、軽量化を図った滲み出し冷却ロケット燃焼室を低コストで提供することが出来る。
According to the above-described seepage-cooling
本発明の滲み出し冷却ロケット燃焼器は、航空宇宙分野、特にロケットエンジン、ロケットベース複合サイクルエンジン等の燃焼室のほか、ジェットエンジン等ガスタービンのタービン翼の冷却に適用可能であり、または一般産業分野において高熱負荷を受ける燃焼機器の壁面冷却に対しても適用可能である。 The seepage-cooled rocket combustor of the present invention is applicable to the aerospace field, in particular, the cooling of turbine blades of gas turbines such as jet engines in addition to combustion chambers such as rocket engines and rocket-based combined cycle engines, or general industries It can also be applied to wall cooling of combustion equipment that receives high heat loads in the field.
１０ インジェクター部
１１ 噴射器面
２０ 燃焼室部
２１ 燃焼室壁
２２ 燃焼室ライナー
２３ 冷却剤流路
２４ 燃焼室
３０ ノズル部
３１ ノズル壁
３２ ノズルライナー
３３ ノズルスロート部
１００ 滲み出し冷却ロケット燃焼器
DESCRIPTION OF
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2006284587A JP2008101534A (en) | 2006-10-19 | 2006-10-19 | Effusion cooling rocket combustor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2006284587A JP2008101534A (en) | 2006-10-19 | 2006-10-19 | Effusion cooling rocket combustor |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2008101534A true JP2008101534A (en) | 2008-05-01 |
Family
ID=39436056
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2006284587A Withdrawn JP2008101534A (en) | 2006-10-19 | 2006-10-19 | Effusion cooling rocket combustor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2008101534A (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2014151367A (en) * | 2013-02-04 | 2014-08-25 | General Electric Co <Ge> | Brazing process, braze arrangement and brazed article |
| JP2018076813A (en) * | 2016-11-09 | 2018-05-17 | 株式会社Ihi | Rocket injector |
| RU185328U1 (en) * | 2017-06-19 | 2018-11-30 | Общество с ограниченной ответственностью "Термоэмиссионные Турбины" | Rocket engine cooling device |
| CN109339774A (en) * | 2018-10-18 | 2019-02-15 | 中国石油化工股份有限公司 | Low permeability deformation non linear fluid flow through porous medium method for numerical simulation based on boundary layer |
-
2006
- 2006-10-19 JP JP2006284587A patent/JP2008101534A/en not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2014151367A (en) * | 2013-02-04 | 2014-08-25 | General Electric Co <Ge> | Brazing process, braze arrangement and brazed article |
| JP2018076813A (en) * | 2016-11-09 | 2018-05-17 | 株式会社Ihi | Rocket injector |
| RU185328U1 (en) * | 2017-06-19 | 2018-11-30 | Общество с ограниченной ответственностью "Термоэмиссионные Турбины" | Rocket engine cooling device |
| CN109339774A (en) * | 2018-10-18 | 2019-02-15 | 中国石油化工股份有限公司 | Low permeability deformation non linear fluid flow through porous medium method for numerical simulation based on boundary layer |
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