JP2010236386A - Injector for rocket - Google Patents

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JP2010236386A JP2009083365A JP2009083365A JP2010236386A JP 2010236386 A JP2010236386 A JP 2010236386A JP 2009083365 A JP2009083365 A JP 2009083365A JP 2009083365 A JP2009083365 A JP 2009083365A JP 2010236386 A JP2010236386 A JP 2010236386A
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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an injector for a rocket reducing flow rate fluctuation and pressure fluctuation of oxidizing agent due to combustion vibration and reducing combustion vibration due to flow rate fluctuation and pressure fluctuation of the oxidizing agent. <P>SOLUTION: This injector 20 for the rocket mixes fuel and oxidizing agent and injects the same into a combustion chamber. A channel 27 in which the oxidizing agent flows along a longitudinal direction is bored at a center part thereof. Many through holes 28 passing through in a wall thickness direction and a liner 29 projecting toward an outside from an outer circumference surface thereof and forming a space S communicating to the channel 27 and an inner space of the through hole 28 are provided at one end part. <P>COPYRIGHT: (C)2011,JPO&INPIT

Description

本発明は、燃料（例えば、水素ガス）および酸化剤（例えば、液体酸素）を混合して燃焼室内に噴射するロケット用噴射器に関するものである。   The present invention relates to a rocket injector for mixing a fuel (for example, hydrogen gas) and an oxidant (for example, liquid oxygen) and injecting the mixture into a combustion chamber.

燃料および酸化剤を混合して燃焼室内に噴射するロケット用噴射器としては、例えば、特許文献１に開示されたものが知られている。   As a rocket injector for mixing a fuel and an oxidant and injecting the mixture into a combustion chamber, for example, the one disclosed in Patent Document 1 is known.

特開昭６１−６６８５１号公報JP-A 61-66851

また、燃焼室の内部では、圧力変動を伴う燃焼振動が発生するため、従来、その対策として、バッフル（Baffle）、レゾネータ（Resonator）、ライナ（Liner）等の減衰装置を燃焼室の内部に取り付け、燃焼室に減衰を付加していたが十分にその効果が認められない場合もあった。
また、燃焼振動による圧力変動が、ロケット用噴射器の中心部に長手方向に沿って穿設された流路を介して供給される酸化剤に伝播し、燃焼室内に噴射される酸化剤の流量および圧力が変動して、燃焼室内における燃焼振動がさらに助長されるといった問題点があった。
また、燃焼室内における燃焼振動が著しくなると、振動による亀裂等の損傷がロケット用燃焼器に発生してしまうといった問題点もあった。 In addition, combustion vibration accompanied by pressure fluctuations occurs inside the combustion chamber. Conventionally, damping devices such as baffles, resonators, and liners have been installed inside the combustion chamber as countermeasures. In some cases, damping was added to the combustion chamber, but the effect was not sufficiently observed.
Further, the pressure fluctuation caused by the combustion vibration propagates to the oxidant supplied through the flow path drilled along the longitudinal direction in the center of the rocket injector, and the flow rate of the oxidant injected into the combustion chamber In addition, the pressure fluctuates and combustion vibration in the combustion chamber is further promoted.
Further, when the combustion vibration in the combustion chamber becomes significant, there is a problem that damage such as cracks due to vibration occurs in the rocket combustor.

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、燃焼振動による酸化剤の流量変動および圧力変動を低減させ、酸化剤の流量変動および圧力変動による燃焼振動を低減させることができるロケット用噴射器を提供することを目的とする。   The present invention has been made in view of the above circumstances, and is a rocket injection that can reduce oxidant flow fluctuations and pressure fluctuations due to combustion vibrations, and can reduce combustion vibrations caused by oxidant flow fluctuations and pressure fluctuations. The purpose is to provide a vessel.

本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るロケット用噴射器は、燃料および酸化剤を混合して燃焼室内に噴射するロケット用噴射器であって、その中心部に、長手方向に沿って前記酸化剤を流す流路が穿設され、その一端部に、肉厚方向に貫通する多数の貫通孔と、その外周面から外側に向かって突出するとともに、前記貫通孔の内部空間と連通する空間を形成するライナとが設けられている。 The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
A rocket injector according to the present invention is a rocket injector that mixes fuel and an oxidant and injects the fuel and an oxidant into a combustion chamber, and a flow path through which the oxidant flows along the longitudinal direction in the center thereof. Provided at one end thereof with a plurality of through holes penetrating in the thickness direction and a liner that protrudes outward from the outer peripheral surface thereof and that forms a space communicating with the internal space of the through hole. ing.

本発明に係るロケット用噴射器によれば、燃焼室の内部に発生した燃焼振動が流路を通過する酸化剤に伝播しても、その燃焼振動に合わせて流路を通過する酸化剤の一部が流路から貫通孔の内部空間に流入したり、貫通孔の内部空間に流入した酸化剤が貫通孔の内部空間から流路内に流出したりする。その際、貫通孔内を行き来する（流動する）酸化剤と、貫通孔の内周面との間に生じる抵抗により、酸化剤の流量変動および圧力変動が低減することになる。
これにより、酸化剤の流量変動および圧力変動による燃焼振動を抑制することができる。 According to the rocket injector according to the present invention, even if the combustion vibration generated in the combustion chamber propagates to the oxidant passing through the flow path, one of the oxidants passing through the flow path in accordance with the combustion vibration. The part flows into the internal space of the through hole from the flow path, or the oxidant that flows into the internal space of the through hole flows out of the internal space of the through hole into the flow path. At that time, the flow rate variation and pressure variation of the oxidant are reduced by the resistance generated between the oxidant flowing back and forth in the through hole (flowing) and the inner peripheral surface of the through hole.
Thereby, the combustion vibration by the flow volume fluctuation | variation of an oxidizing agent and a pressure fluctuation | variation can be suppressed.

本発明に係るロケット用燃焼器は、酸化剤の流量変動および圧力変動による燃焼振動を抑制することができるロケット用噴射器を具備している。   The rocket combustor according to the present invention includes a rocket injector capable of suppressing combustion vibration caused by fluctuations in the flow rate and pressure of the oxidant.

本発明に係るロケット用燃焼器によれば、酸化剤の流量変動および圧力変動による燃焼振動の発生が抑制されることになるので、燃焼室の内部に発生する燃焼振動を低減させることができ、振動による亀裂等の損傷を防止することができる。
さらに、本実施形態に係るロケット用燃焼器によれば、振動による亀裂等の損傷が防止されることになるので、ロケット用燃焼器の信頼性を向上させることができる。 According to the rocket combustor according to the present invention, since the occurrence of combustion vibrations due to fluctuations in the flow rate and pressure of the oxidant is suppressed, combustion vibrations generated inside the combustion chamber can be reduced, Damage such as cracks due to vibration can be prevented.
Furthermore, according to the rocket combustor according to the present embodiment, damage such as cracks due to vibration can be prevented, so that the reliability of the rocket combustor can be improved.

本発明に係るロケット用燃焼器は、燃料および酸化剤を混合して燃焼室内に噴射するロケット用噴射器と、前記燃料が貯溜される燃料マニホールドと前記酸化剤が貯溜される酸化剤マニホールドとを区画するとともに、前記ロケット用噴射器の一端部が挿入される隔壁とを備えたロケット用燃焼器であって、前記ロケット用噴射器の中心部には、長手方向に沿って前記酸化剤を流す流路が穿設され、前記ロケット用噴射器の一端部には、肉厚方向に貫通する多数の貫通孔が設けられているとともに、前記隔壁には、前記ロケット用噴射器の一端部が挿入される貫通穴が設けられており、この貫通穴を形成する内周面には、前記流路および前記貫通孔の内部空間と連通する空間を形成する凹所が設けられている。   A rocket combustor according to the present invention includes a rocket injector for mixing a fuel and an oxidant and injecting the mixture into a combustion chamber, a fuel manifold for storing the fuel, and an oxidant manifold for storing the oxidant. A rocket combustor having a partition and a partition wall into which one end of the rocket injector is inserted, wherein the oxidant is caused to flow along a longitudinal direction in a central portion of the rocket injector. A flow path is formed, and one end of the rocket injector is provided with a number of through holes penetrating in the thickness direction, and one end of the rocket injector is inserted into the partition wall. A through hole is provided, and an inner peripheral surface that forms the through hole is provided with a recess that forms a space communicating with the flow path and the internal space of the through hole.

本発明に係るロケット用燃焼器によれば、燃焼室の内部に発生した燃焼振動が流路を通過する酸化剤に伝播しても、その燃焼振動に合わせて流路を通過する酸化剤の一部が流路から貫通孔の内部空間に流入したり、貫通孔の内部空間に流入した酸化剤が貫通孔の内部空間から流路内に流出したりする。その際、貫通孔内を行き来する（流動する）酸化剤と、貫通孔の内周面との間に生じる抵抗により、酸化剤の流量変動および圧力変動が低減することになる。
これにより、酸化剤の流量変動および圧力変動による燃焼振動の発生を抑制することができ、燃焼室の内部に発生する燃焼振動を低減させることができて、振動による亀裂等の損傷を防止することができる。
また、振動による亀裂等の損傷が防止されることになるので、ロケット用燃焼器の信頼性を向上させることができる。 According to the rocket combustor according to the present invention, even if the combustion vibration generated in the combustion chamber propagates to the oxidant passing through the flow path, one of the oxidizers passing through the flow path in accordance with the combustion vibration. The part flows into the internal space of the through hole from the flow path, or the oxidant that flows into the internal space of the through hole flows out of the internal space of the through hole into the flow path. At that time, the flow rate variation and pressure variation of the oxidant are reduced by the resistance generated between the oxidant flowing back and forth in the through hole (flowing) and the inner peripheral surface of the through hole.
As a result, it is possible to suppress the occurrence of combustion vibration due to fluctuations in the flow rate and pressure of the oxidizer, to reduce the combustion vibration generated inside the combustion chamber, and to prevent damage such as cracks due to vibration. Can do.
In addition, since damage such as cracks due to vibration is prevented, the reliability of the rocket combustor can be improved.

本発明に係る液体燃料ロケットは、燃焼室の内部に発生する燃焼振動を低減させることができ、振動による亀裂等の損傷を防止することができるロケット用燃焼器を具備している。   The liquid fuel rocket according to the present invention includes a rocket combustor that can reduce combustion vibration generated in a combustion chamber and prevent damage such as cracks due to vibration.

本発明に係る液体燃料ロケットによれば、燃焼室の内部に発生する燃焼振動が低減されることになるので、振動による亀裂等の損傷を防止することができる。
また、本発明に係る液体燃料ロケットによれば、振動による亀裂等の損傷が防止されることになるので、液体燃料ロケットの信頼性を向上させることができる。 According to the liquid fuel rocket according to the present invention, the combustion vibration generated inside the combustion chamber is reduced, so that damage such as cracks due to vibration can be prevented.
Further, according to the liquid fuel rocket according to the present invention, damage such as cracks due to vibration can be prevented, so that the reliability of the liquid fuel rocket can be improved.

本発明に係るロケット用噴射器によれば、燃焼振動による酸化剤の流量変動および圧力変動を低減させ、酸化剤の流量変動および圧力変動による燃焼振動を低減させることができるという効果を奏する。   According to the rocket injector of the present invention, it is possible to reduce the fluctuations in the flow rate and pressure of the oxidant due to combustion vibrations and to reduce the combustion vibrations due to fluctuations in the flow rate and pressure of the oxidant.

本発明の第１実施形態に係るロケット用噴射器を具備したロケット用燃焼器の概略構成図である。It is a schematic block diagram of the rocket combustor provided with the rocket injector which concerns on 1st Embodiment of this invention. 本発明の第１実施形態に係るロケット用噴射器がロケット用燃焼室の噴射面規定位置に配置された概略構成図である。It is a schematic block diagram in which the rocket injector according to the first embodiment of the present invention is arranged at the injection surface defining position of the rocket combustion chamber. 本発明の第１実施形態に係るロケット用噴射器の断面図である。It is sectional drawing of the injector for rockets concerning 1st Embodiment of this invention. 本発明の第２実施形態に係るロケット用噴射器の断面図である。It is sectional drawing of the injector for rockets concerning 2nd Embodiment of this invention.

以下、本発明の第１実施形態に係るロケット用噴射器について、図１から図３を参照しながら説明する。
図１は本実施形態に係るロケット用噴射器を具備したロケット用燃焼器の概略構成図、図２は本実施形態に係るロケット用噴射器がロケット用燃焼室の噴射面規定位置に配置された概略構成図、図３は本実施形態に係るロケット用噴射器の断面図である。 Hereinafter, a rocket injector according to a first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 3.
FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a rocket combustor equipped with a rocket injector according to the present embodiment, and FIG. 2 is a diagram illustrating the rocket injector according to the present embodiment disposed at a specified injection surface in a rocket combustion chamber. FIG. 3 is a schematic configuration diagram, and FIG. 3 is a cross-sectional view of the rocket injector according to the present embodiment.

図１または図２に示すように、ロケット用燃焼器１０は、多数本のロケット用噴射器２０と、ロケット用噴射器２０の下流側に配置された燃焼室（Combustion Chamber）４０と、燃焼室４０の下流側に配置されたノズル５０とを備えている。   As shown in FIG. 1 or FIG. 2, the rocket combustor 10 includes a large number of rocket injectors 20, a combustion chamber 40 disposed downstream of the rocket injector 20, and a combustion chamber. 40 and a nozzle 50 arranged on the downstream side.

ロケット用噴射器２０は、燃料（例えば、水素ガス）および酸化剤（例えば、液体酸素）を混合して燃焼室４０内に噴射するものである。
図２および図３に示すように、ロケット用噴射器２０の一端部（図２および図３において上側に位置する端部）は、酸化剤マニホールド１１と燃料マニホールド１２とを区画する（仕切る）隔壁１３に形成されて、隔壁１３を板厚方向に貫通する貫通穴１３ａ内に挿入されている（取り付けられている）。一方、ロケット用噴射器２０の他端部（図２および図３において下側に位置する端部）は、燃料マニホールド１２と燃焼室４０とを区画する（仕切る）隔壁１４に形成されて、隔壁１４を板厚方向に貫通する貫通穴１４ａ内に挿入されている（取り付けられている）。 The rocket injector 20 mixes fuel (for example, hydrogen gas) and oxidant (for example, liquid oxygen) and injects the mixture into the combustion chamber 40.
As shown in FIGS. 2 and 3, one end of the rocket injector 20 (the end located on the upper side in FIGS. 2 and 3) partitions (partitions) the oxidant manifold 11 and the fuel manifold 12. 13 is inserted (attached) into a through hole 13a that penetrates the partition wall 13 in the thickness direction. On the other hand, the other end of the rocket injector 20 (the end located on the lower side in FIGS. 2 and 3) is formed in a partition 14 that partitions (partitions) the fuel manifold 12 and the combustion chamber 40. 14 is inserted (attached) into a through hole 14a that penetrates through the plate 14 in the thickness direction.

図３に示すように、ロケット用噴射器２０の他端部は、ロケット用噴射器２０の一端部から延びる内筒２１と、この内筒２１の外側（半径方向外側）を囲繞する（取り囲む）ように形成された外筒２２とを備えている。
外筒２２の長手方向における中央部には、周方向に沿って肉厚方向（径方向）に貫通する貫通穴２３が複数形成されており、燃料マニホールド１２内に供給された燃料は、これら貫通穴２３を介して内筒２１の外周面と外筒２２の内周面との間に形成された流路（隙間）２４内に導かれた後、燃料出口２５から燃焼室４０に向かって噴射される。 As shown in FIG. 3, the other end of the rocket injector 20 surrounds (encloses) the inner cylinder 21 extending from one end of the rocket injector 20 and the outer side (radially outer side) of the inner cylinder 21. And an outer cylinder 22 formed as described above.
A plurality of through holes 23 penetrating in the thickness direction (radial direction) along the circumferential direction are formed in the central portion of the outer cylinder 22 in the longitudinal direction, and the fuel supplied into the fuel manifold 12 passes through these through holes 23. After being guided through a hole 23 into a flow path (gap) 24 formed between the outer peripheral surface of the inner cylinder 21 and the inner peripheral surface of the outer cylinder 22, the fuel is injected from the fuel outlet 25 toward the combustion chamber 40. Is done.

なお、貫通穴２３の平面視形状は、円形状、楕円形状、矩形状、長穴形状等、いかなる形状であっても良い。
また、外筒２２の一端面（図３において上側に位置する端面）２２ａは、ロケット用噴射器２０の長手方向における中央部において段部を形成する端面２６と密接しており、外筒２２の他端部外周面２２ｂは、貫通穴１４ａを形成する内周面と密接している。
さらに、貫通穴１４ａを形成する内周面には、段部が形成されており、外筒２２が単独で隔壁１４に取り付けられた場合でも、外筒２２が燃料マニホールド１２内に抜け落ちないようになっている。 In addition, the planar view shape of the through hole 23 may be any shape such as a circular shape, an elliptical shape, a rectangular shape, or a long hole shape.
Further, one end face (end face located on the upper side in FIG. 3) 22 a of the outer cylinder 22 is in close contact with an end face 26 that forms a step portion at the center in the longitudinal direction of the rocket injector 20. The other end portion outer peripheral surface 22b is in close contact with the inner peripheral surface forming the through hole 14a.
Further, a step portion is formed on the inner peripheral surface forming the through hole 14 a so that the outer cylinder 22 does not fall into the fuel manifold 12 even when the outer cylinder 22 is attached to the partition wall 14 alone. It has become.

ロケット用噴射器２０の中心部には、酸化剤マニホールド１１内に供給された酸化剤を燃焼室４０に導く流路２７が、長手方向（図３において上下方向）に沿って形成されており、流路２７を通過した酸化剤は、噴射面６０と同一の平面上に形成された酸化剤出口２７ａから燃焼室４０に向かって噴射される。   A flow path 27 that guides the oxidant supplied into the oxidant manifold 11 to the combustion chamber 40 is formed in the center of the rocket injector 20 along the longitudinal direction (vertical direction in FIG. 3). The oxidant that has passed through the flow path 27 is injected toward the combustion chamber 40 from an oxidant outlet 27 a formed on the same plane as the injection surface 60.

酸化剤出口２７ａから燃焼室４０に向かって噴射された酸化剤と、燃料出口２５から燃焼室４０に向かって噴射された燃料とは、酸化剤出口２７ａおよび燃料出口２５の下流で混合され、酸化剤と燃料との混合物が、燃焼室４０内に噴出される。燃焼室４０内に注入された酸化剤と燃料との混合物との混合物は、点火器ポート１５に取り付けられた点火器（図示せず）により着火された後、燃焼室４０の内部で燃焼される。燃焼室４０の内部における燃焼で発生した燃焼ガスは、ノズル５０により絞られて燃焼ガス排出方向へ排出されて推力が生じる。
なお、ロケット用噴射器２０は、ロケットエンジンの推力にもよるが、通常数百本が燃焼室４０の噴射面６０の背面側（図２において上側）に、ロケット用燃焼器１０の推力方向の中心軸に対して概ね円周方向に均一になるように配設されている。 The oxidant injected from the oxidant outlet 27a toward the combustion chamber 40 and the fuel injected from the fuel outlet 25 toward the combustion chamber 40 are mixed downstream of the oxidant outlet 27a and the fuel outlet 25 to oxidize. A mixture of the agent and the fuel is ejected into the combustion chamber 40. The mixture of the oxidant and fuel injected into the combustion chamber 40 is ignited by an igniter (not shown) attached to the igniter port 15 and then burned inside the combustion chamber 40. . The combustion gas generated by the combustion in the combustion chamber 40 is throttled by the nozzle 50 and discharged in the combustion gas discharge direction to generate thrust.
Depending on the thrust of the rocket engine, usually several hundred rocket injectors 20 are arranged on the back side (upper side in FIG. 2) of the injection surface 60 of the combustion chamber 40 in the thrust direction of the rocket combustor 10. They are arranged so as to be substantially uniform in the circumferential direction with respect to the central axis.

図３に示すように、ロケット用噴射器２０の一端部には、肉厚方向（径方向）に貫通する多数の貫通孔（振動減衰孔）２８と、外周面から外側（半径方向外側）に向かって突出するとともに、これら貫通孔２８の内部空間と連通する（共鳴）空間Ｓを形成（囲繞）するライナ（張出部）２９とが設けられている。貫通孔２８の内部空間およびライナ２９の内部（すなわち、空間Ｓ）は酸化剤で満たされており、燃焼室４０の内部で圧力変動を伴う燃焼振動が発生すると、その燃焼振動に合わせて流路２７を通過する酸化剤の一部が流路２７から貫通孔２８の内部空間に流入したり、貫通孔２８の内部空間に流入した酸化剤が貫通孔２８の内部空間から流路２７内に流出したりする。   As shown in FIG. 3, at one end of the rocket injector 20, there are a large number of through holes (vibration damping holes) 28 penetrating in the thickness direction (radial direction) and outward from the outer peripheral surface (radially outward). A liner (projecting portion) 29 that protrudes toward and forms (encloses) a space S that communicates with the internal space of these through holes 28 (resonance) is provided. The interior space of the through hole 28 and the interior of the liner 29 (that is, the space S) are filled with an oxidant, and when combustion vibration accompanied by pressure fluctuation occurs in the combustion chamber 40, the flow path is matched to the combustion vibration. A part of the oxidant that passes through 27 flows into the internal space of the through hole 28 from the flow path 27, and the oxidant that flows into the internal space of the through hole 28 flows out of the internal space of the through hole 28 into the flow path 27. To do.

本実施形態に係るロケット用噴射器２０によれば、燃焼室４０の内部に発生した燃焼振動が流路２７を通過する酸化剤に伝播しても、その燃焼振動に合わせて流路２７を通過する酸化剤の一部が流路２７から貫通孔２８の内部空間に流入したり、貫通孔２８の内部空間に流入した酸化剤が貫通孔２８の内部空間から流路２７内に流出したりする。その際、貫通孔２８内を行き来する（流動する）酸化剤と、貫通孔２８の内周面との間に生じる抵抗により、酸化剤の流量変動および圧力変動が低減することになる。
これにより、酸化剤の流量変動および圧力変動による燃焼振動を抑制することができる。 According to the rocket injector 20 according to the present embodiment, even if the combustion vibration generated in the combustion chamber 40 propagates to the oxidant passing through the flow path 27, it passes through the flow path 27 in accordance with the combustion vibration. Part of the oxidant that flows into the internal space of the through hole 28 from the flow path 27 or the oxidant that flows into the internal space of the through hole 28 flows into the flow path 27 from the internal space of the through hole 28. . At that time, the flow rate variation and pressure variation of the oxidant are reduced by the resistance generated between the oxidant flowing back and forth in the through hole 28 and the inner peripheral surface of the through hole 28.
Thereby, the combustion vibration by the flow volume fluctuation | variation of an oxidizing agent and a pressure fluctuation | variation can be suppressed.

また、本実施形態に係るロケット用燃焼器１０によれば、酸化剤の流量変動および圧力変動による燃焼振動の発生が抑制されることになるので、燃焼室４０の内部に発生する燃焼振動を低減させることができ、振動による亀裂等の損傷を防止することができる。
さらに、本実施形態に係るロケット用燃焼器１０によれば、振動による亀裂等の損傷が防止されることになるので、ロケット用燃焼器１０の信頼性を向上させることができる。 Further, according to the rocket combustor 10 according to the present embodiment, the generation of combustion vibration due to fluctuations in the flow rate and pressure of the oxidant is suppressed, so that the combustion vibration generated inside the combustion chamber 40 is reduced. And damage such as cracks due to vibration can be prevented.
Furthermore, according to the rocket combustor 10 according to the present embodiment, damage such as cracks due to vibration is prevented, so that the reliability of the rocket combustor 10 can be improved.

また、本実施形態に係るロケット用燃焼器１０を具備した液体燃料ロケットによれば、燃焼室４０の内部に発生する燃焼振動が低減されることになるので、振動による亀裂等の損傷を防止することができる。
さらに、本実施形態に係るロケット用燃焼器１０を具備した液体燃料ロケットによれば、振動による亀裂等の損傷が防止されることになるので、液体燃料ロケットの信頼性を向上させることができる。 In addition, according to the liquid fuel rocket equipped with the rocket combustor 10 according to the present embodiment, combustion vibration generated in the combustion chamber 40 is reduced, so that damage such as cracks due to vibration is prevented. be able to.
Furthermore, according to the liquid fuel rocket provided with the rocket combustor 10 according to the present embodiment, damage such as cracks due to vibration can be prevented, so that the reliability of the liquid fuel rocket can be improved.

本発明の第２実施形態に係るロケット用噴射器について、図４を参照しながら説明する。図４は本実施形態に係るロケット用噴射器の断面図である。
図４に示すように、本実施形態に係るロケット用噴射器３５は、貫通穴１３ａを形成する内周面に、空間Ｓを形成する凹所３６を周方向に沿って設け、ライナ２９を取り除いてなくした（省略した）という点で上述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。 A rocket injector according to a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 4 is a cross-sectional view of the rocket injector according to the present embodiment.
As shown in FIG. 4, the rocket injector 35 according to the present embodiment is provided with a recess 36 that forms a space S along the circumferential direction on the inner peripheral surface that forms the through hole 13 a and removes the liner 29. This is different from that of the first embodiment described above in that it is omitted (omitted). Since other components are the same as those of the first embodiment described above, description of these components is omitted here.

本実施形態に係るロケット用噴射器３５によれば、ライナ２９を省略して、部品点数を減少させることができるので、製造コストを低減させることができる。
その他の作用効果は、上述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。 According to the rocket injector 35 according to the present embodiment, the liner 29 can be omitted and the number of parts can be reduced, so that the manufacturing cost can be reduced.
Other functions and effects are the same as those of the above-described first embodiment, and thus description thereof is omitted here.

なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において適宜変更することができる。   In addition, this invention is not limited to embodiment mentioned above, In the range which does not deviate from the summary of this invention, it can change suitably.

１０ ロケット用燃焼器
１１ 酸化剤マニホールド
１２ 燃料マニホールド
１３ 隔壁
１３ａ 貫通穴
２０ ロケット用噴射器
２７ 流路
２８ 貫通孔
２９ ライナ
３５ ロケット用噴射器
３６ 凹所
４０ 燃焼室
Ｓ 空間
10 Rocket Combustor 11 Oxidant Manifold 12 Fuel Manifold 13 Partition Wall 13a Through Hole 20 Rocket Injector 27 Channel 28 Through Hole 29 Liner 35 Rocket Injector 36 Recess 40 Combustion Chamber S Space

Claims (4)

燃料および酸化剤を混合して燃焼室内に噴射するロケット用噴射器であって、
その中心部に、長手方向に沿って前記酸化剤を流す流路が穿設され、その一端部に、肉厚方向に貫通する多数の貫通孔と、その外周面から外側に向かって突出するとともに、前記流路および前記貫通孔の内部空間と連通する空間を形成するライナとが設けられていることを特徴とするロケット用噴射器。 A rocket injector for mixing a fuel and an oxidant and injecting the mixture into a combustion chamber,
A flow path for flowing the oxidizing agent is formed in the central portion along the longitudinal direction, and at one end thereof, there are a large number of through holes penetrating in the thickness direction and projecting outward from the outer peripheral surface thereof. And a liner that forms a space communicating with the flow path and the internal space of the through hole. 請求項１に記載のロケット用噴射器を具備していることを特徴とするロケット用燃焼器。   A rocket combustor comprising the rocket injector according to claim 1. 燃料および酸化剤を混合して燃焼室内に噴射するロケット用噴射器と、前記燃料が貯溜される燃料マニホールドと前記酸化剤が貯溜される酸化剤マニホールドとを区画するとともに、前記ロケット用噴射器の一端部が挿入される隔壁とを備えたロケット用燃焼器であって、
前記ロケット用噴射器の中心部には、長手方向に沿って前記酸化剤を流す流路が穿設され、前記ロケット用噴射器の一端部には、肉厚方向に貫通する多数の貫通孔が設けられているとともに、前記隔壁には、前記ロケット用噴射器の一端部が挿入される貫通穴が設けられており、この貫通穴を形成する内周面には、前記流路および前記貫通孔の内部空間と連通する空間を形成する凹所が設けられていることを特徴とするロケット用燃焼器。 A rocket injector that mixes fuel and oxidant and injects the fuel into the combustion chamber; a fuel manifold that stores the fuel; and an oxidant manifold that stores the oxidant; A rocket combustor having a partition wall into which one end is inserted,
A flow path through which the oxidant flows along the longitudinal direction is formed in the central portion of the rocket injector, and a plurality of through holes penetrating in the thickness direction are formed at one end of the rocket injector. The partition wall is provided with a through hole into which one end of the rocket injector is inserted, and the flow path and the through hole are formed on an inner peripheral surface forming the through hole. A combustor for a rocket characterized by being provided with a recess that forms a space communicating with the internal space of the rocket. 請求項２または３に記載のロケット用燃焼器を具備していることを特徴とする液体燃料ロケット。   A liquid fuel rocket comprising the rocket combustor according to claim 2.
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