JP2011001904A - Hybrid rocket engine - Google Patents

Hybrid rocket engine Download PDF

Info

Publication number
JP2011001904A
JP2011001904A JP2009146390A JP2009146390A JP2011001904A JP 2011001904 A JP2011001904 A JP 2011001904A JP 2009146390 A JP2009146390 A JP 2009146390A JP 2009146390 A JP2009146390 A JP 2009146390A JP 2011001904 A JP2011001904 A JP 2011001904A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
solid fuel
rocket engine
combustion gas
hybrid rocket
combustion
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2009146390A
Other languages
Japanese (ja)
Other versions
JP5484796B2 (en
Inventor
Atsushi Moriwaki
敦 森脇
Mitsuru Inada
満 稲田
Keiji Takeno
計二 武野
Osamu Kitayama
治 北山
Taichi Aoyama
太一 青山
Tomochika Mihara
与周 三原
Shinsuke Tajiri
慎介 田尻
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Heavy Industries Ltd filed Critical Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority to JP2009146390A priority Critical patent/JP5484796B2/en
Publication of JP2011001904A publication Critical patent/JP2011001904A/en
Application granted granted Critical
Publication of JP5484796B2 publication Critical patent/JP5484796B2/en
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a hybrid rocket engine, which increases combustion efficiency by increasing the quantity of heat to solid fuel by combustion gas passing through a port and promoting the degree of mixing of vaporized solid fuel with oxidizer.SOLUTION: The hybrid rocket engine includes: an oxidizer; a solid fuel 3 provided with a gas flow passage 5 for passing combustion gas burnt with the oxidizer; and a nozzle for injecting the combustion gas guided through the gas flow passage 5. A wall part forming the gas flow passage 5 is subjected to surface treatments 10a and 10b to increase the surface area.

Description

本発明は、ハイブリッドロケットエンジンに関し、特に、固体燃料を備えるガス流路を形成する壁部に関するものである。   The present invention relates to a hybrid rocket engine, and more particularly to a wall portion forming a gas flow path including solid fuel.

今日実用化されているロケットエンジンには、燃料と酸化剤とを燃焼させた化学反応を利用し大量のガスを噴射して大きな推力を得ることができる化学ロケットエンジンがある。この化学ロケットエンジンは、推進剤の形態の違いによって、固体燃料ロケットエンジンと、液体燃料ロケットエンジンと、ハイブリッドロケットエンジンとの３種類に分類される。
このうち、固体燃料ロケットエンジンは、常温で固体の燃料と酸化剤又はそれらの混合物とを使用して推力を得る。固体燃料ロケットエンジンの利点は、構造が単純であること、製造が容易であることが挙げられる。しかし、欠点として、推力制御が困難であること、一度化学反応がおきると燃料を全消費するまで停止することができないことが挙げられる。
また、液体燃料ロケットエンジンは、液体の燃料と酸化剤とを使用して推力を得る。液体燃料ロケットエンジンの利点は、推力制御が容易であること、再着火が可能であることが挙げられる。欠点としては、燃料用の高圧ポンプや配管システムが必要であること、構造が複雑であること、製造費が固体燃料ロケットエンジンに比べて高価であることが挙げられる。
これに対して、ハイブリッドロケットエンジンは、固体燃料ロケットエンジンの利点である構造が単純である点と液体燃料ロケットエンジンの利点である推力調整が容易である点及び再着火性に優れている点とを備えている。そこで、ハイブリッドロケットエンジンの研究が進められている。
一般に、ハイブリッドロケットエンジンは、図６（Ａ）に示されるように燃焼室２と燃焼室２に連通するノズル４とを備えている。燃焼室２の内側には、固体燃料３を有している。固体燃料３の形状は、円筒中空状である。この中空部は、酸化剤と燃焼ガスとが通過するポート５と呼ばれる。ポート５を通過した燃焼ガスは、燃焼室２の下流側に備えられているノズル４から噴出される。この噴出される燃焼ガスによって、ハイブリッドロケットエンジン１は推力を得る。図６（Ｂ）には、ポート５の壁部（固体燃料３）における酸化剤と固体燃料３との燃焼の様子を表した部分拡大図が示されている。燃焼室２の上流側から酸化剤及び高温の燃焼ガスが固体燃料３の表面を通過する。固体燃料３は、パラフィンなどから製造され、高温の燃焼ガスと接触することによって気化する。気化した固体燃料３は、ポート５において酸化剤と混合される。混合された酸化剤と気化した固体燃料３とは、燃焼し燃焼ガスを発生する。発生した燃焼ガスはポート５の下流に流れる。
このようなハイブリッドロケットエンジンに関し、特許文献１には、固体燃料と酸化剤との混合について酸化剤を均一に固体燃料に散布させる発明が開示されている。 Among rocket engines in practical use today, there is a chemical rocket engine that can obtain a large thrust by injecting a large amount of gas using a chemical reaction in which a fuel and an oxidant are combusted. This chemical rocket engine is classified into three types, a solid fuel rocket engine, a liquid fuel rocket engine, and a hybrid rocket engine, depending on the form of the propellant.
Among these, the solid fuel rocket engine uses a solid fuel and an oxidizer or a mixture thereof at room temperature to obtain thrust. The advantages of a solid fuel rocket engine are that it has a simple structure and is easy to manufacture. However, disadvantages are that thrust control is difficult, and once a chemical reaction occurs, it cannot be stopped until the fuel is completely consumed.
A liquid fuel rocket engine uses a liquid fuel and an oxidant to obtain thrust. Advantages of the liquid fuel rocket engine are that thrust control is easy and reignition is possible. Disadvantages include the need for high-pressure pumps and piping systems for fuels, a complex structure, and higher manufacturing costs compared to solid fuel rocket engines.
On the other hand, the hybrid rocket engine has a simple structure that is an advantage of the solid fuel rocket engine, an easy adjustment of thrust that is an advantage of the liquid fuel rocket engine, and an excellent reignition property. It has. Therefore, research on hybrid rocket engines is underway.
Generally, the hybrid rocket engine includes a combustion chamber 2 and a nozzle 4 communicating with the combustion chamber 2 as shown in FIG. A solid fuel 3 is provided inside the combustion chamber 2. The shape of the solid fuel 3 is a cylindrical hollow shape. This hollow portion is called a port 5 through which the oxidant and the combustion gas pass. The combustion gas that has passed through the port 5 is ejected from a nozzle 4 provided on the downstream side of the combustion chamber 2. The hybrid rocket engine 1 obtains thrust by the injected combustion gas. FIG. 6B shows a partially enlarged view showing the state of combustion of the oxidant and the solid fuel 3 in the wall portion (solid fuel 3) of the port 5. An oxidant and high-temperature combustion gas pass through the surface of the solid fuel 3 from the upstream side of the combustion chamber 2. The solid fuel 3 is manufactured from paraffin or the like, and is vaporized by contact with high-temperature combustion gas. The vaporized solid fuel 3 is mixed with an oxidant at the port 5. The mixed oxidant and the vaporized solid fuel 3 are combusted to generate combustion gas. The generated combustion gas flows downstream of the port 5.
With regard to such a hybrid rocket engine, Patent Document 1 discloses an invention in which an oxidant is uniformly dispersed in a solid fuel for mixing a solid fuel and an oxidant.

特開平８−６１１５０号公報JP-A-8-61150

しかしながら、特許文献１には、ポート内の固体燃料の気化を促進し、酸化剤と気化した固体燃料との混合度を促進することによって燃焼効率を促す発明が記載されているが、近年さらに燃焼効率の改善が望まれている。また、特許文献１に記載の発明は、酸化剤が流れる管を固体燃料の半径方向に設けるため、また酸化剤が流れる管を作成する必要があるために製作時間及びコストがかかるという問題があった。   However, Patent Document 1 describes an invention that promotes the vaporization of the solid fuel in the port and promotes the efficiency of mixing by promoting the degree of mixing of the oxidant and the vaporized solid fuel. Improvements in efficiency are desired. In addition, the invention described in Patent Document 1 has a problem that it takes time and cost to manufacture because the pipe through which the oxidant flows is provided in the radial direction of the solid fuel and the pipe through which the oxidant flows. It was.

本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、ポート内を通過する燃焼ガスによる固体燃料への熱量伝達の増大と、気化した固体燃料と酸化剤との混同度の促進とによって燃焼効率を増加させることができるハイブリッドロケットエンジンを提供することを目的とする。   The present invention has been made in view of such circumstances, and it is possible to increase the amount of heat transferred to the solid fuel by the combustion gas passing through the port, and to promote the degree of confusion between the vaporized solid fuel and the oxidant. An object of the present invention is to provide a hybrid rocket engine that can increase combustion efficiency.

上記課題を解決するために、本発明のハイブリッドロケットエンジンは以下の手段を採用する。
すなわち、本発明にかかるハイブリッドロケットエンジンは、酸化剤と、前記酸化剤と燃焼し燃焼ガスが通過するガス流路を備える固体燃料と、前記ガス流路から導かれた前記燃焼ガスを噴射するノズルと、を有するハイブリッドロケットエンジンにおいて、前記ガス流路を形成する壁部には、表面積を増加させる表面加工が施されていることを特徴とする。 In order to solve the above problems, the hybrid rocket engine of the present invention employs the following means.
That is, a hybrid rocket engine according to the present invention includes an oxidant, a solid fuel having a gas flow path through which the oxidant burns and a combustion gas passes, and a nozzle that injects the combustion gas guided from the gas flow path. The wall portion forming the gas flow path is subjected to surface processing for increasing the surface area.

壁部に表面積を増加させる表面加工を施すことにより、燃焼ガスが固体燃料と接触する表面積を増加させることができるので、燃焼ガスから固体燃料に伝達される熱量が増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   By subjecting the wall portion to surface treatment for increasing the surface area, the surface area where the combustion gas comes into contact with the solid fuel can be increased, so that the amount of heat transferred from the combustion gas to the solid fuel increases. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

さらに、本発明にかかるハイブリッドロケットエンジンの壁部には、前記燃焼ガスの流れ方向に対して斜めの角度を有して延在する突起部が設けられていることを特徴とする。   Furthermore, the wall portion of the hybrid rocket engine according to the present invention is provided with a protrusion that extends at an oblique angle with respect to the flow direction of the combustion gas.

突起部によって燃焼ガスが固体燃料と接触する表面積が増加するので、燃焼ガスから固体燃料に伝達される熱量が増加する。また、突起部によって剥離した燃焼ガスが下流側の壁部（固体燃料）に再付着し、固体燃料に伝達される熱量が増加する。さらに、突起部によってその下流側に乱流が発生するので、酸化剤と固体燃料との混合度が促進される。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   Since the surface area where the combustion gas comes into contact with the solid fuel is increased by the protrusion, the amount of heat transferred from the combustion gas to the solid fuel increases. Moreover, the combustion gas peeled off by the protrusion is reattached to the downstream wall (solid fuel), and the amount of heat transferred to the solid fuel increases. Furthermore, since a turbulent flow is generated on the downstream side by the protrusion, the degree of mixing of the oxidant and the solid fuel is promoted. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

さらに、本発明にかかるハイブリッドロケットエンジンの壁部には、前記燃焼ガスの流れ方向に対して直交する方向に延在する突起部が設けられていることを特徴とする。   Furthermore, the wall portion of the hybrid rocket engine according to the present invention is provided with a protruding portion that extends in a direction orthogonal to the flow direction of the combustion gas.

突起部によって燃焼ガスが固体燃料と接触する表面積が増加するので、燃焼ガスから固体燃料に伝達される熱量が増加する。また、突起部によって剥離した燃焼ガスが下流側の壁部（固体燃料）に再付着し、固体燃料に伝達される熱量が増加する。さらも、突起部によってその下流側に乱流が発生するので、酸化剤と固体燃料との混合度が促進される。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   Since the surface area where the combustion gas comes into contact with the solid fuel is increased by the protrusion, the amount of heat transferred from the combustion gas to the solid fuel increases. Moreover, the combustion gas peeled off by the protrusion is reattached to the downstream wall (solid fuel), and the amount of heat transferred to the solid fuel increases. Furthermore, since a turbulent flow is generated on the downstream side by the protrusion, the degree of mixing of the oxidant and the solid fuel is promoted. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

さらに、本発明にかかるハイブリッドロケットエンジンの突起部は、複数設けられ、前記壁部には、一の前記突起部が他の前記突起部と交わることによって格子模様が形成されていることを特徴とする。   Further, the hybrid rocket engine according to the present invention is provided with a plurality of protrusions, and a lattice pattern is formed on the wall part by intersecting one protrusion part with the other protrusion part. To do.

格子模様を形成しなかった場合に比べて、燃焼ガスと接触する固体燃料の表面積が増加するので、固体燃料に伝達される熱量が更に増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   Compared with the case where the lattice pattern is not formed, the surface area of the solid fuel in contact with the combustion gas is increased, so that the amount of heat transferred to the solid fuel is further increased. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

さらに、本発明にかかるハイブリッドロケットエンジンの壁部には、前記燃焼ガスの流れ方向に対して斜めの角度を有して延在する溝が形成されていることを特徴とする。   Further, the wall of the hybrid rocket engine according to the present invention is characterized in that a groove extending at an oblique angle with respect to the flow direction of the combustion gas is formed.

溝によって燃焼ガスが固体燃料と接触する表面積が増加するので、燃焼ガスから固体燃料に伝達される熱量が増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。また、突起部を有する場合と比べて、加工が容易となる。   Since the surface area where the combustion gas contacts the solid fuel is increased by the groove, the amount of heat transferred from the combustion gas to the solid fuel increases. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency. Further, the processing becomes easier as compared with the case where the protrusions are provided.

さらに、本発明にかかるハイブリッドロケットエンジンの溝は、複数設けられ、前記壁部には、一の前記溝が他の前記溝と交わることによって格子模様が形成されていることを特徴とする。   Furthermore, a plurality of grooves of the hybrid rocket engine according to the present invention are provided, and a lattice pattern is formed on the wall portion by intersecting one groove with another groove.

格子模様を形成しなかった場合に比べて、燃焼ガスが固体燃料に接触する面積が増加するので、固体燃料に伝達される熱量が更に増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   Compared to the case where the lattice pattern is not formed, the area in which the combustion gas contacts the solid fuel increases, so that the amount of heat transferred to the solid fuel further increases. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

さらに、本発明にかかるハイブリッドロケットエンジンの壁部には、ねじ溝が施されていることを特徴とする。   Furthermore, the wall portion of the hybrid rocket engine according to the present invention is provided with a thread groove.

ガス流路の壁部（固体燃料）の凹凸部分が増えるので、燃焼ガスが固体燃料と接触する表面積が増加する。また、ねじ山の後流で乱流が発生し、酸化剤と固体燃料との混合度が促進される。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。また、突起部を有する場合と比べて、加工が容易となる。   Since the uneven part of the wall part (solid fuel) of the gas flow path increases, the surface area where the combustion gas comes into contact with the solid fuel increases. Further, turbulence is generated in the wake of the screw thread, and the degree of mixing of the oxidant and the solid fuel is promoted. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency. Further, the processing becomes easier as compared with the case where the protrusions are provided.

さらに、本発明にかかるハイブリッドロケットエンジンの壁部には、前記ガス流路の長手方向に延在する縦溝が複数形成され、各々が並行に設けられていることを特徴とする。   Further, the wall portion of the hybrid rocket engine according to the present invention is characterized in that a plurality of longitudinal grooves extending in the longitudinal direction of the gas flow path are formed, and each is provided in parallel.

ガス流路の壁部には複数の縦溝が設けられるので、燃焼ガスから固体燃料へ伝達される熱量が増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。また、突起部を有する場合と比べて、加工が容易となる。   Since a plurality of vertical grooves are provided in the wall portion of the gas flow path, the amount of heat transferred from the combustion gas to the solid fuel increases. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency. Further, the processing becomes easier as compared with the case where the protrusions are provided.

さらに、本発明にかかるハイブリッドロケットエンジンのガス流路は、前記固体燃料の長手方向に複数設けられていることを特徴とする。   Furthermore, a plurality of gas passages of the hybrid rocket engine according to the present invention are provided in the longitudinal direction of the solid fuel.

複数のガス流路内を燃焼ガスが通過するので、燃焼ガスが固体燃料に接触する面積が増加する。そのため、固体燃料に伝達される熱量が増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   Since the combustion gas passes through the plurality of gas flow paths, the area where the combustion gas contacts the solid fuel increases. As a result, the amount of heat transferred to the solid fuel increases. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

本発明によると、ガス流路を通過する燃焼ガスが固体燃料に接触する表面積が増加するので、燃焼ガスから固体燃料に伝達される熱量が増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   According to the present invention, since the surface area where the combustion gas passing through the gas flow path contacts the solid fuel increases, the amount of heat transferred from the combustion gas to the solid fuel increases. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

本発明の第１実施形態に係るハイブリッドロケットエンジンの燃焼室を示し、（Ａ）は斜視図であり、（Ｂ）はガス流路を形成する壁部に施された表面加工の部分拡大図である。The combustion chamber of the hybrid rocket engine which concerns on 1st Embodiment of this invention is shown, (A) is a perspective view, (B) is the elements on larger scale of the surface processing given to the wall part which forms a gas flow path. is there. 本発明の第２実施形態に係るガス流路の壁部に施された表面加工の縦断面拡大図である。It is a longitudinal cross-sectional enlarged view of the surface processing given to the wall part of the gas flow path which concerns on 2nd Embodiment of this invention. 本発明の第３実施形態に係るハイブリッドロケットエンジンの燃焼室を示し、（Ａ）は斜視図であり、（Ｂ）はガス流路を形成する壁部に施された表面加工の部分拡大図である。The combustion chamber of the hybrid rocket engine which concerns on 3rd Embodiment of this invention is shown, (A) is a perspective view, (B) is the elements on larger scale of the surface processing given to the wall part which forms a gas flow path. is there. 本発明の第４実施形態に係るハイブリッドロケットエンジンの燃焼室を示し、（Ａ）は縦断面図であり、（Ｂ）は図４（Ａ）のＩＶ−ＩＶ部における横断面図であり、（Ｃ）はガス流路の壁部に施された表面加工の部分拡大図である。The combustion chamber of the hybrid rocket engine which concerns on 4th Embodiment of this invention is shown, (A) is a longitudinal cross-sectional view, (B) is a cross-sectional view in the IV-IV part of FIG. C) is a partially enlarged view of surface processing applied to the wall portion of the gas flow path. 本発明の第５実施形態に係るハイブリッドロケットエンジンの燃焼室を示し、（Ａ）は縦断面図であり、（Ｂ）は図５（Ａ）のＶ−Ｖ部における横断面図であり、（Ｃ）はガス流路の壁部に施された表面加工の部分拡大図である。The combustion chamber of the hybrid rocket engine which concerns on 5th Embodiment of this invention is shown, (A) is a longitudinal cross-sectional view, (B) is a cross-sectional view in the VV part of FIG. C) is a partially enlarged view of surface processing applied to the wall portion of the gas flow path. 従来のハイブリッドロケットエンジンの燃焼室を示し（Ａ）は縦断面図であり、（Ｂ）は燃焼室における燃焼の様子を表した部分拡大図である。The combustion chamber of the conventional hybrid rocket engine is shown, (A) is a longitudinal sectional view, and (B) is a partially enlarged view showing the state of combustion in the combustion chamber.

［第１実施形態］
以下に、本発明に係る第１実施形態について、図１を参照して説明する。
図１（Ａ）に示すハイブリッドロケットエンジンは、燃焼室２と、液体酸化剤を有した酸化剤タンク（図示せず）と、加圧ガスタンク（図示せず）とを備えている。燃焼室２と酸化剤タンクとは、制御弁（図示せず）を介して接続されている。酸化剤タンクの他端には、加圧ガスタンクが接続されている。燃焼室２は、その内部に固体燃料３を有し、他端はノズルに連通している。
固体燃料３は、燃焼室２の長手方となる中心軸線上に沿って１本の空洞が形成された円筒中空状とされている。固体燃料３に形成された空洞は、燃焼が行われるポート（ガス流路）５となっている。 [First Embodiment]
A first embodiment according to the present invention will be described below with reference to FIG.
The hybrid rocket engine shown in FIG. 1A includes a combustion chamber 2, an oxidant tank (not shown) having a liquid oxidant, and a pressurized gas tank (not shown). The combustion chamber 2 and the oxidant tank are connected via a control valve (not shown). A pressurized gas tank is connected to the other end of the oxidant tank. The combustion chamber 2 has a solid fuel 3 therein, and the other end communicates with a nozzle.
The solid fuel 3 has a hollow cylindrical shape in which one cavity is formed along the central axis that is the longitudinal direction of the combustion chamber 2. The cavity formed in the solid fuel 3 is a port (gas flow path) 5 where combustion is performed.

図１（Ｂ）には、ポート５を形成する壁部に施された表面加工が示されている。
ポート５の壁部には、燃焼ガスが固体燃料３に接触する表面積を増加させる突起部１０ａ，１０ｂが表面加工として設けられている。突起部１０ａ，１０ｂは、ポート５を流れる燃焼ガスの流れ方向に対して斜めの角度方向に延在して設けられている。突起部１０ａは、燃焼ガスの流れの上流から下流に向かって斜め方向に平行して複数設けられている。また、それら突起部１０ａと交わる方向には、他の突起部１０ｂが燃焼ガスの流れの上流から下流に向かって斜め方向に平行して複数設けられている。突起部１０ａと突起部１０ｂとが交わって複数のひし形の格子模様１１を形成している。 FIG. 1B shows the surface processing applied to the wall portion forming the port 5.
The wall portion of the port 5 is provided with projections 10a and 10b for increasing the surface area with which the combustion gas contacts the solid fuel 3 as surface processing. The protrusions 10 a and 10 b are provided to extend in an oblique angle direction with respect to the flow direction of the combustion gas flowing through the port 5. A plurality of protrusions 10a are provided in parallel in an oblique direction from upstream to downstream of the flow of combustion gas. In addition, in the direction intersecting with the protrusions 10a, a plurality of other protrusions 10b are provided parallel to the oblique direction from the upstream to the downstream of the flow of the combustion gas. The protrusions 10a and the protrusions 10b intersect to form a plurality of rhombus lattice patterns 11.

液体酸化剤は、加圧ガスタンク内のガスによって加圧される。加圧された液体酸化剤は、酸化剤タンクと燃焼室２との間に備えられている制御弁によってその流量が制御されて、燃焼室２内に導かれる。燃焼室２内に導かれた酸化剤は、固体燃料３に送られ点火されて燃焼が開始する。燃焼によって生じた燃焼ガスは、燃焼室２内の固体燃料３に形成されたポート５を通過し、ノズルから噴出する。ノズルから燃焼ガスが噴出する反動によって、推力が発生してハイブリッドロケットエンジンが発射される。   The liquid oxidant is pressurized by the gas in the pressurized gas tank. The flow rate of the pressurized liquid oxidant is controlled by a control valve provided between the oxidant tank and the combustion chamber 2 and guided into the combustion chamber 2. The oxidant introduced into the combustion chamber 2 is sent to the solid fuel 3 and ignited to start combustion. The combustion gas generated by the combustion passes through the port 5 formed in the solid fuel 3 in the combustion chamber 2 and is ejected from the nozzle. By the reaction of the combustion gas ejected from the nozzle, thrust is generated and the hybrid rocket engine is launched.

以上の通り、本実施形態に係るハイブリッドロケットエンジンによれば、以下の作用効果を奏する。
壁部に表面積を増加させる表面加工を施すことにより、燃焼ガスが固体燃料３と接触する表面積を増加させることができるので、燃焼ガスから固体燃料３に伝達される熱量が増加する。従って、容易に燃焼効率を増加させることが可能となる。 As described above, the hybrid rocket engine according to the present embodiment has the following operational effects.
By subjecting the wall portion to surface treatment for increasing the surface area, the surface area where the combustion gas comes into contact with the solid fuel 3 can be increased, so that the amount of heat transferred from the combustion gas to the solid fuel 3 increases. Therefore, it is possible to easily increase the combustion efficiency.

さらに、突起部１０ａ，１０ｂによって燃焼ガスが固体燃料３と接触する表面積が増加するので、燃焼ガスから固体燃料３に伝達される熱量が増加する。また、突起部１０ａ，１０ｂによって剥離した燃焼ガスが下流側の壁部（固体燃料３）に再付着し、固体燃料３に伝達される熱量が増加する。さらに、突起部１０ａ，１０ｂによりその下流側には乱流が発生するので、酸化剤と固体燃料３との混合度が促進される。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   Furthermore, since the surface area where the combustion gas contacts the solid fuel 3 is increased by the protrusions 10a and 10b, the amount of heat transferred from the combustion gas to the solid fuel 3 is increased. Further, the combustion gas separated by the protrusions 10a and 10b reattaches to the downstream wall (solid fuel 3), and the amount of heat transferred to the solid fuel 3 increases. Furthermore, since a turbulent flow is generated on the downstream side by the protrusions 10a and 10b, the degree of mixing of the oxidant and the solid fuel 3 is promoted. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

さらに、格子模様１１を形成しなかった場合に比べて、燃焼ガスが固体燃料３と接触する表面積が増加するので、固体燃料３に伝達される熱量が更に増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   Furthermore, since the surface area where the combustion gas comes into contact with the solid fuel 3 is increased as compared with the case where the lattice pattern 11 is not formed, the amount of heat transferred to the solid fuel 3 is further increased. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

［第２実施形態］
以下、本発明の第２実施形態について図２に基づいて説明する。
本実施形態のハイブリッドロケットエンジンの構成は、ポートの壁部に設けられている突起部が燃焼ガスの流れ方向に対して直交している点において第１実施形態と相違し、そのほかは同様である。したがって、同一の構成については同一符号を付し、その説明を省略する。
図２には、ポートを燃焼ガスが流れる方向の壁部（固体燃料３）の縦断面拡大図が示されている。
ポートの壁部には、燃焼ガスが固体燃料３に接触する表面積を増加させる表面加工として突起部１３が設けられている。突起部１３は、ポートの内周方向に連続している。さらに、突起部１３は、ポート内を燃焼ガスが流れる方向に上流から下流に向かって複数設けられ、燃焼ガスの流れ方向に対して直交する方向に等間隔に配置されている。 [Second Embodiment]
Hereinafter, a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
The configuration of the hybrid rocket engine of the present embodiment is different from that of the first embodiment in that the protrusion provided on the wall of the port is orthogonal to the flow direction of the combustion gas, and the rest is the same. . Accordingly, the same components are denoted by the same reference numerals and description thereof is omitted.
FIG. 2 shows an enlarged vertical cross-sectional view of the wall portion (solid fuel 3) in the direction in which the combustion gas flows through the port.
The wall of the port is provided with a protrusion 13 as a surface treatment for increasing the surface area where the combustion gas contacts the solid fuel 3. The protrusion 13 is continuous in the inner peripheral direction of the port. Further, a plurality of protrusions 13 are provided from upstream to downstream in the direction in which the combustion gas flows in the port, and are arranged at equal intervals in a direction orthogonal to the flow direction of the combustion gas.

以上の通り、本実施形態に係るハイブリッドロケットエンジンによれば、以下の作用効果を奏する。
突起部１３によって燃焼ガスが固体燃料３と接触する表面積が増加するので、燃焼ガスから固体燃料３に伝達される熱量が増加する。また、突起部１３によって剥離した燃焼ガスが下流側の壁部に再付着し、固体燃料３に伝達される熱量が増加する。さらに、突起部１３によってその下流側に乱流が発生するので、酸化剤と固体燃料３との混合度が促進される。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。 As described above, the hybrid rocket engine according to the present embodiment has the following operational effects.
Since the surface area where the combustion gas comes into contact with the solid fuel 3 is increased by the protrusion 13, the amount of heat transferred from the combustion gas to the solid fuel 3 is increased. Further, the combustion gas peeled off by the protrusion 13 reattaches to the downstream wall, and the amount of heat transferred to the solid fuel 3 increases. Furthermore, since a turbulent flow is generated on the downstream side by the protrusion 13, the degree of mixing of the oxidant and the solid fuel 3 is promoted. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

なお、突起部１３の高さ及び幅、突起部１３が設けられる間隔については、燃焼ガスと固体燃料３とが接触する表面積を増加させ、また、突起部１３によって剥離した燃焼ガスの流れが固体燃料３の表面に再付着するために適したものとし、実験等によって求めることができる。   In addition, about the height and width | variety of the projection part 13, and the space | interval in which the projection part 13 is provided, the surface area which combustion gas and the solid fuel 3 contact increases, and the flow of the combustion gas peeled by the projection part 13 is solid. It is suitable for reattaching to the surface of the fuel 3 and can be obtained by experiments or the like.

また、本実施形態においては、突起部１３がポートの壁部の内周方向に連続して設けられるとして説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、ポートの壁部に断続的に設けられても良い。
また、本実施形態において、突起部１３はポートを燃焼ガスが流れる方向に対して直交する向に等間隔に設けられるとして説明したが、一の突起部１３が他の突起部１３と交わることによって格子模様を形成するものとしても良い。 Further, in the present embodiment, the protrusion 13 is described as being provided continuously in the inner peripheral direction of the port wall, but the present invention is not limited to this, and the port wall is intermittently provided. May be provided.
In the present embodiment, the projections 13 are described as being provided at equal intervals in the direction orthogonal to the direction in which the combustion gas flows, but one projection 13 intersects with another projection 13. A lattice pattern may be formed.

［第３実施形態］
以下、本発明の第３実施形態について図３に基づいて説明する。
本実施形態のハイブリッドロケットエンジンの構成は、燃焼ガスの流れ方向に対して斜めの角度を有する表面加工が溝である点において第１実施形態と相違し、そのほかは同様である。したがって、同一の構成については同一符号を付し、その説明を省略する。
図３（Ｂ）には、図３（Ａ）に示す燃焼室２に備えられている固体燃料３のポート５内を流れる燃焼ガスの流れ方向に対して斜めに形成された溝１４ａ，１４ｂが表面加工として設けられている壁部の部分拡大図が示されている。
ポート５の壁部（固体燃料３）には、燃焼ガスが固体燃料３に接触する表面積を増加させる表面加工として溝１４ａ，１４ｂが設けられている。溝１４ａ，１４ｂは、ポート５を流れる燃焼ガスの流れ方向に対して斜め角度方向に延在して設けられている。溝１４ａは、燃焼ガスの流れの上流から下流に向かって斜め方向に平行して複数設けられている。また、それらの溝１４ａと交わる方向には、他の溝１４ｂが燃焼ガスの流れの上流から下流に向かって斜め方向に平行して複数設けられている。溝１４ａと溝１４ｂとは、交わって複数のひし形の格子模様１１を形成している。 [Third Embodiment]
Hereinafter, a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
The configuration of the hybrid rocket engine of the present embodiment is different from that of the first embodiment in that the surface processing having an oblique angle with respect to the flow direction of the combustion gas is a groove, and the others are the same. Accordingly, the same components are denoted by the same reference numerals and description thereof is omitted.
In FIG. 3B, grooves 14a and 14b formed obliquely with respect to the flow direction of the combustion gas flowing in the port 5 of the solid fuel 3 provided in the combustion chamber 2 shown in FIG. A partially enlarged view of the wall portion provided as the surface processing is shown.
Grooves 14 a and 14 b are provided in the wall portion (solid fuel 3) of the port 5 as surface processing for increasing the surface area where the combustion gas contacts the solid fuel 3. The grooves 14 a and 14 b are provided extending in an oblique angle direction with respect to the flow direction of the combustion gas flowing through the port 5. A plurality of grooves 14a are provided in parallel to the oblique direction from the upstream to the downstream of the flow of the combustion gas. A plurality of other grooves 14b are provided in parallel to the oblique direction from the upstream side to the downstream side of the flow of the combustion gas in the direction intersecting with the grooves 14a. The grooves 14 a and the grooves 14 b intersect to form a plurality of rhombus lattice patterns 11.

以上の通り、本実施形態に係るハイブリッドロケットエンジンによれば、以下の作用効果を奏する。
溝１４ａ，１４ｂによって燃焼ガスが固体燃料３と接触する表面積が増加するので、燃焼ガスから固体燃料３に伝達される熱量が増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。また、突起部を有する場合と比べて、加工が容易となる。 As described above, the hybrid rocket engine according to the present embodiment has the following operational effects.
Since the surface area where the combustion gas comes into contact with the solid fuel 3 is increased by the grooves 14a and 14b, the amount of heat transferred from the combustion gas to the solid fuel 3 is increased. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency. Further, the processing becomes easier as compared with the case where the protrusions are provided.

さらに、格子模様１１を形成しなかった場合に比べて、燃焼ガスが固体燃料３に接触する面積が増加するので、固体燃料３に伝達される熱量が更に増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   Furthermore, since the area where the combustion gas contacts the solid fuel 3 increases as compared with the case where the lattice pattern 11 is not formed, the amount of heat transferred to the solid fuel 3 further increases. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

また、溝１４ａ，１４ｂの深さ及び間隔については、燃焼ガスが固体燃料３に接触する表面積を増加させるために適したものとし、実験等によって求めることができる。   The depths and intervals of the grooves 14a and 14b are suitable for increasing the surface area where the combustion gas contacts the solid fuel 3, and can be obtained by experiments or the like.

［第４実施形態］
以下、本発明の第４実施形態について図４に基づいて説明する。
本実施形態のハイブリッドロケットエンジン１の構成は、ポート５が固体燃料３の長手方向に複数設けられ、各ポート５の壁部にはねじ溝１５が設けられている点において第１実施形態と相違し、そのほかは同様である。したがって、同一の構成については同一符号を付し、その説明を省略する。
図４（Ａ）には本実施形態にかかるハイブリッドロケットエンジン１の燃焼室２の縦断面図が示されている。燃焼室２は、固体燃料３を有している。固体燃料３には、複数（例えば１４本）のポート５が形成されている。各ポート５は、固体燃料３の長手方向に延在している。図４（Ｂ）には、図４（Ａ）のＩＶ−ＩＶ部における横断面図が示されている。燃焼室２の内周には、中実円柱の固体燃料３が備えられている。固体燃料３は、固体燃料３の長手方向にポート５を複数有している。図４（Ｃ）には、図４（Ａ）のａ部に示すポート５の壁部の表面加工の部分拡大図が示されている。ポート５の壁部の表面加工として、ねじ溝１５が形成されている。 [Fourth Embodiment]
Hereinafter, a fourth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
The configuration of the hybrid rocket engine 1 of this embodiment is different from that of the first embodiment in that a plurality of ports 5 are provided in the longitudinal direction of the solid fuel 3 and a thread groove 15 is provided in the wall portion of each port 5. The others are the same. Accordingly, the same components are denoted by the same reference numerals and description thereof is omitted.
FIG. 4A shows a longitudinal sectional view of the combustion chamber 2 of the hybrid rocket engine 1 according to the present embodiment. The combustion chamber 2 has a solid fuel 3. A plurality of (for example, 14) ports 5 are formed in the solid fuel 3. Each port 5 extends in the longitudinal direction of the solid fuel 3. FIG. 4B shows a cross-sectional view taken along the line IV-IV in FIG. A solid cylindrical solid fuel 3 is provided on the inner periphery of the combustion chamber 2. The solid fuel 3 has a plurality of ports 5 in the longitudinal direction of the solid fuel 3. FIG. 4C shows a partially enlarged view of the surface processing of the wall portion of the port 5 shown in part a of FIG. As the surface processing of the wall portion of the port 5, a thread groove 15 is formed.

以上の通り、本実施形態に係るハイブリッドロケットエンジン１によれば、以下の作用効果を奏する。
ポート５の壁部の凹凸部分が増えるので、燃焼ガスが固体燃料３に接触する表面積が増加する。また、ねじ山の後流で乱流が発生し、酸化剤と固体燃料３との混合度が促進される。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。また、突起部を有する場合と比べて、加工が容易となる。 As described above, the hybrid rocket engine 1 according to the present embodiment has the following operational effects.
Since the uneven portion of the wall of the port 5 increases, the surface area where the combustion gas contacts the solid fuel 3 increases. Further, turbulence is generated in the wake of the screw thread, and the degree of mixing of the oxidant and the solid fuel 3 is promoted. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency. Further, the processing becomes easier as compared with the case where the protrusions are provided.

さらに、複数のポート５内を燃焼ガスが通過するので、燃焼ガスと固体燃料３とが接触する面積が増加する。そのため、固体燃料３に伝達される熱量が増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   Further, since the combustion gas passes through the plurality of ports 5, the area where the combustion gas and the solid fuel 3 come into contact increases. Therefore, the amount of heat transferred to the solid fuel 3 increases. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

なお、ねじ溝１５のピッチについては、燃焼ガスが固体燃料３に接触する表面積を増加させるために適したものとし、実験等によって求めることができる。   The pitch of the thread groove 15 is suitable for increasing the surface area where the combustion gas contacts the solid fuel 3 and can be obtained by experiments or the like.

また、本実施形態においては、ポート５は固体燃料３の長手方向に複数備えられているとして説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、図１に示したように、固体燃料３の長手方向に１本形成されているとしても良い。
また、表面加工としては、ねじ溝１５として説明したが、図１から図３のような表面加工を施してもよい。 In the present embodiment, a plurality of ports 5 are provided in the longitudinal direction of the solid fuel 3. However, the present invention is not limited to this, and as shown in FIG. One may be formed in the longitudinal direction of 3.
Further, although the surface processing has been described as the thread groove 15, surface processing as shown in FIGS. 1 to 3 may be performed.

［第５実施形態］
以下、本発明の第５実施形態について図５に基づいて説明する。
本実施形態のハイブリッドロケットエンジンの構成は、ポートが固体燃料の長手方向に複数設けられ、各ポートの壁部には縦溝が複数設けられている点において第１実施形態と相違し、そのほかは同様である。したがって、同一の構成については同一符号を付し、その説明を省略する。
図５（Ａ）には、本実施形態にかかるハイブリッドロケットエンジン１の燃焼室２の縦断面図が示されている。燃焼室２は、固体燃料３を有している。固体燃料３には、複数（例えば１４本）のポート５が形成されている。各ポート５は、固体燃料３の長手方向に延在している。図５（Ｂ）には、図５（Ａ）のＶ−Ｖ部における横断面図が示されている。燃焼室２の内周には、中実円柱の固体燃料３が備えられている。固体燃料３は、固体燃料３の長手方向にポート５を複数有している。図５（Ｃ）には、図５（Ｂ）のｂ部に示すポート５の壁部の表面加工の部分拡大図が示されている。ポート５の壁部には、表面加工としてポート５の円周に複数の縦溝１６が形成されている。縦溝１６は、ポート５の長手方向に延在し、各々の縦溝１６が並行に設けられている。縦溝１６は、ポート５と直交する断面が凹形状を有している。 [Fifth Embodiment]
Hereinafter, a fifth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
The configuration of the hybrid rocket engine of this embodiment is different from that of the first embodiment in that a plurality of ports are provided in the longitudinal direction of the solid fuel, and a plurality of vertical grooves are provided in the wall portion of each port. It is the same. Accordingly, the same components are denoted by the same reference numerals and description thereof is omitted.
FIG. 5A shows a longitudinal sectional view of the combustion chamber 2 of the hybrid rocket engine 1 according to the present embodiment. The combustion chamber 2 has a solid fuel 3. A plurality of (for example, 14) ports 5 are formed in the solid fuel 3. Each port 5 extends in the longitudinal direction of the solid fuel 3. FIG. 5B shows a cross-sectional view taken along the line V-V in FIG. A solid cylindrical solid fuel 3 is provided on the inner periphery of the combustion chamber 2. The solid fuel 3 has a plurality of ports 5 in the longitudinal direction of the solid fuel 3. FIG. 5 (C) shows a partially enlarged view of the surface processing of the wall portion of the port 5 shown in the b portion of FIG. 5 (B). A plurality of vertical grooves 16 are formed on the circumference of the port 5 on the wall of the port 5 as surface processing. The longitudinal grooves 16 extend in the longitudinal direction of the port 5, and the longitudinal grooves 16 are provided in parallel. The longitudinal groove 16 has a concave shape in cross section perpendicular to the port 5.

以上の通り、本実施形態に係るハイブリッドロケットエンジン１によれば、以下の作用効果を奏する。
ポート５の円周には複数の縦溝１６が設けられるので、燃焼ガスから固体燃料３へ伝達される熱量が増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。また、突起部を有する場合と比べて、加工が容易となる。 As described above, the hybrid rocket engine 1 according to the present embodiment has the following operational effects.
Since the plurality of vertical grooves 16 are provided on the circumference of the port 5, the amount of heat transferred from the combustion gas to the solid fuel 3 increases. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency. Further, the processing becomes easier as compared with the case where the protrusions are provided.

さらに、複数のポート５を燃焼ガスが通過するので、燃焼ガスが固体燃料３に接触する面積が増加する。そのため、固体燃料３に伝達される熱量が増加する。従って、燃焼効率を増加させることが可能となる。   Furthermore, since the combustion gas passes through the plurality of ports 5, the area where the combustion gas contacts the solid fuel 3 increases. Therefore, the amount of heat transferred to the solid fuel 3 increases. Accordingly, it is possible to increase the combustion efficiency.

なお、本実施形態においては、縦溝１６のポート５と直交する断面の形状について凹形状として説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、Ｕ字、Ｖ字形状であってもよい。
また、縦溝１６の断面形状の大きさについては、燃焼ガスが固体燃料３に接触する表面積を増加させるために適したものとし、実験等によって求めることができる。 In the present embodiment, the shape of the cross section perpendicular to the port 5 of the longitudinal groove 16 has been described as a concave shape, but the present invention is not limited to this, and may be U-shaped or V-shaped. Good.
Further, the size of the cross-sectional shape of the longitudinal groove 16 is suitable for increasing the surface area where the combustion gas contacts the solid fuel 3 and can be obtained by experiments or the like.

３ 固体燃料
４ ノズル
５ ポート（ガス流路）
１０ａ，１０ｂ 突起部(表面加工)
3 Solid fuel 4 Nozzle 5 Port (gas flow path)
10a, 10b Protrusion (surface processing)

Claims (9)

酸化剤と、
前記酸化剤と燃焼し燃焼ガスが通過するガス流路を備える固体燃料と、
前記ガス流路から導かれた前記燃焼ガスを噴射するノズルと、を有するハイブリッドロケットエンジンにおいて、
前記ガス流路を形成する壁部には、表面積を増加させる表面加工が施されていることを特徴とするハイブリッドロケットエンジン。 An oxidizing agent,
A solid fuel comprising a gas flow path through which combustion gas passes through the oxidant, and
A hybrid rocket engine having a nozzle for injecting the combustion gas guided from the gas flow path,
A hybrid rocket engine characterized in that the wall portion forming the gas flow path is subjected to surface processing for increasing the surface area. 前記壁部には、前記燃焼ガスの流れ方向に対して斜めの角度を有して延在する突起部が設けられてい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。   2. The hybrid rocket engine according to claim 1, wherein the wall portion is provided with a protruding portion extending at an oblique angle with respect to a flow direction of the combustion gas. 前記壁部には、前記燃焼ガスの流れ方向に対して直交する方向に延在する突起部が設けられてい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。   2. The hybrid rocket engine according to claim 1, wherein the wall portion is provided with a protrusion extending in a direction orthogonal to the flow direction of the combustion gas. 前記突起部は、複数に設けられ、前記壁部には、一の前記突起部が他の前記突起部と交わることによって格子模様が形成されていることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれかに記載のハイブリッドロケットエンジン。   The said protrusion part is provided in multiple, The lattice pattern is formed in the said wall part by the said one protrusion part crossing the other said protrusion part, The Claims 1-3 characterized by the above-mentioned. The hybrid rocket engine according to any one of the above. 前記壁部には、前記燃焼ガスの流れ方向に対して斜めの角度を有して延在する溝が形成されてい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。   The hybrid rocket engine according to claim 1, wherein a groove extending at an oblique angle with respect to a flow direction of the combustion gas is formed in the wall portion. 前記溝は、複数に設けられ、前記壁部には、一の前記溝が他の前記溝と交わることによって格子模様が形成されていることを特徴とする請求項１又は請求項５に記載のハイブリッドロケットエンジン。   6. The groove according to claim 1, wherein a plurality of the grooves are provided, and a lattice pattern is formed on the wall portion by intersecting one groove with the other groove. Hybrid rocket engine. 前記壁部には、ねじ溝が施されてい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。   The hybrid rocket engine according to claim 1, wherein the wall portion is provided with a thread groove. 前記壁部には、前記ガス流路の長手方向に延在する縦溝が複数形成され、各々が並行に設けられてい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。   2. The hybrid rocket engine according to claim 1, wherein a plurality of longitudinal grooves extending in a longitudinal direction of the gas flow path are formed in the wall portion, and each of the walls is provided in parallel. 前記ガス流路は、前記固体燃料の長手方向に複数設けられていることを特徴とする請求項１から請求項８のいずれかに記載のハイブリッドロケットエンジン。
The hybrid gas rocket engine according to any one of claims 1 to 8, wherein a plurality of the gas flow paths are provided in a longitudinal direction of the solid fuel.
JP2009146390A 2009-06-19 2009-06-19 Hybrid rocket engine Expired - Fee Related JP5484796B2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2009146390A JP5484796B2 (en) 2009-06-19 2009-06-19 Hybrid rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2009146390A JP5484796B2 (en) 2009-06-19 2009-06-19 Hybrid rocket engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2011001904A true JP2011001904A (en) 2011-01-06
JP5484796B2 JP5484796B2 (en) 2014-05-07

Family

ID=43560061

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2009146390A Expired - Fee Related JP5484796B2 (en) 2009-06-19 2009-06-19 Hybrid rocket engine

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JP5484796B2 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3677767A1 (en) * 2019-01-04 2020-07-08 Taiwan Innovative Space, Inc. Hybrid rocket engine with improved solid fuel segment
EP3677766A1 (en) * 2019-01-04 2020-07-08 Taiwan Innovative Space, Inc. Oxidizer injector for motor

Citations (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2920443A (en) * 1955-05-25 1960-01-12 Higginson John Rocket propellant grain with helically grooved perforation
US2990682A (en) * 1951-11-07 1961-07-04 Gen Electric Fuel charge
US3423943A (en) * 1967-02-27 1969-01-28 Us Navy Hybrid rocket motor
US3557556A (en) * 1968-05-20 1971-01-26 Us Air Force Thrust modulator for hybrid rockets
JPS4639645B1 (en) * 1968-01-02 1971-11-22
US3677010A (en) * 1964-03-11 1972-07-18 Us Army Rocket motor and method
US3715888A (en) * 1969-11-26 1973-02-13 Universal Oil Prod Co Hybrid rocket
US3782112A (en) * 1972-02-24 1974-01-01 Us Navy Hybrid generator
US5119627A (en) * 1989-11-03 1992-06-09 American Rocket Company Embedded pressurization system for hybrid rocket motor
US5339625A (en) * 1992-12-04 1994-08-23 American Rocket Company Hybrid rocket motor solid fuel grain
JPH07310594A (en) * 1994-05-20 1995-11-28 American Rocket Co Solid fuel grain of hybrid rocket motor
US5529648A (en) * 1993-12-23 1996-06-25 Aerodyne Research, Inc. Heterogeneous fuel for hybrid rocket
US5722232A (en) * 1994-10-13 1998-03-03 Martin Marietta Corporation Hybrid helium heater pressurization system and electrical ignition system for pressure-fed hybrid rockets
US6125763A (en) * 1998-08-14 2000-10-03 Environmental Aeroscience Corp. Integral solid booster and hybrid thrust sustaining system and projectile incorporating the same
US6431072B1 (en) * 2000-11-30 2002-08-13 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Propellant grain configuration
JP2002303208A (en) * 2001-04-03 2002-10-18 Riyoujirou Akiba Multi-grain two-stage combustion type hybrid rocket
JP2003523909A (en) * 1998-07-22 2003-08-12 ザ ボード オブ トラスティーズ オブ ザ リーランド スタンフォード ジュニア ユニバーシティ High reversal speed hybrid rocket propellant
JP2004137956A (en) * 2002-10-17 2004-05-13 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Solid motor for hybrid rocket engine and its combustion method
JP2005054649A (en) * 2003-08-04 2005-03-03 Japan Science & Technology Agency Hybrid rocket
JP2007023135A (en) * 2005-07-15 2007-02-01 Masahiro Takano Liquid oxidizing agent, propellant, and method for forming high-temperature gas

Patent Citations (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2990682A (en) * 1951-11-07 1961-07-04 Gen Electric Fuel charge
US2920443A (en) * 1955-05-25 1960-01-12 Higginson John Rocket propellant grain with helically grooved perforation
US3677010A (en) * 1964-03-11 1972-07-18 Us Army Rocket motor and method
US3423943A (en) * 1967-02-27 1969-01-28 Us Navy Hybrid rocket motor
JPS4639645B1 (en) * 1968-01-02 1971-11-22
US3557556A (en) * 1968-05-20 1971-01-26 Us Air Force Thrust modulator for hybrid rockets
US3715888A (en) * 1969-11-26 1973-02-13 Universal Oil Prod Co Hybrid rocket
US3782112A (en) * 1972-02-24 1974-01-01 Us Navy Hybrid generator
US5119627A (en) * 1989-11-03 1992-06-09 American Rocket Company Embedded pressurization system for hybrid rocket motor
US5339625A (en) * 1992-12-04 1994-08-23 American Rocket Company Hybrid rocket motor solid fuel grain
US5529648A (en) * 1993-12-23 1996-06-25 Aerodyne Research, Inc. Heterogeneous fuel for hybrid rocket
JPH07310594A (en) * 1994-05-20 1995-11-28 American Rocket Co Solid fuel grain of hybrid rocket motor
US5722232A (en) * 1994-10-13 1998-03-03 Martin Marietta Corporation Hybrid helium heater pressurization system and electrical ignition system for pressure-fed hybrid rockets
JP2003523909A (en) * 1998-07-22 2003-08-12 ザ ボード オブ トラスティーズ オブ ザ リーランド スタンフォード ジュニア ユニバーシティ High reversal speed hybrid rocket propellant
US6125763A (en) * 1998-08-14 2000-10-03 Environmental Aeroscience Corp. Integral solid booster and hybrid thrust sustaining system and projectile incorporating the same
US6431072B1 (en) * 2000-11-30 2002-08-13 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Propellant grain configuration
JP2002303208A (en) * 2001-04-03 2002-10-18 Riyoujirou Akiba Multi-grain two-stage combustion type hybrid rocket
JP2004137956A (en) * 2002-10-17 2004-05-13 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Solid motor for hybrid rocket engine and its combustion method
JP2005054649A (en) * 2003-08-04 2005-03-03 Japan Science & Technology Agency Hybrid rocket
JP2007023135A (en) * 2005-07-15 2007-02-01 Masahiro Takano Liquid oxidizing agent, propellant, and method for forming high-temperature gas

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3677767A1 (en) * 2019-01-04 2020-07-08 Taiwan Innovative Space, Inc. Hybrid rocket engine with improved solid fuel segment
EP3677766A1 (en) * 2019-01-04 2020-07-08 Taiwan Innovative Space, Inc. Oxidizer injector for motor

Also Published As

Publication number Publication date
JP5484796B2 (en) 2014-05-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5380488B2 (en) Combustor
JP5529650B2 (en) Supersonic combustor
JP5023526B2 (en) Combustor burner and combustion method
JP3169663U (en) Premix burner used in gas turbine combustor
CA3035670A1 (en) Fractal fluid passages apparatus
RU2502020C2 (en) Swirler to mix fuel and air
KR20180128932A (en) Non-Premixed Swirl Burner Tip and Combustion Strategy
JP2009250604A (en) Burner tube premixer and method for mixing air with gas in gas turbine engine
JP5484796B2 (en) Hybrid rocket engine
JP2016156361A (en) Rocket engine and ignition system
US20190040828A1 (en) Injector of an over-enriched fuel-and-air mixture to the combustion chamber of internal combustion engines
JPH05322122A (en) Liquid fuel combustion burner
KR20110009369A (en) Lean-rich burner
JP3562463B2 (en) Reformer for fuel cell
JP2005146926A (en) Fuel reforming device
JP5650677B2 (en) Gas turbine combustor, gas turbine combustor operating method, and burner for gas turbine combustor
JP3873119B2 (en) In-cylinder swirl combustor
KR101067710B1 (en) Premixed type pure oxygen combustor
CN211819717U (en) Rocket engine combustion chamber and rocket engine
KR101905839B1 (en) Urea carburetor using plasma burner
JP2012189018A (en) Fuel/oxidizer supply device for gas generator
WO2019093382A1 (en) Burner device
KR102402308B1 (en) Reducing agent supply apparatus
KR100708445B1 (en) Pre-mixing structure of burner for gas
KR101160290B1 (en) Pulse burner with supplying fuel fluctuation by periods

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20120619

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20130702

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20130709

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20130904

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20130909

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20131015

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20131216

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20140121

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20140219

R151 Written notification of patent or utility model registration

Ref document number: 5484796

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees