JP2021067180A - ロケットエンジンの推進剤供給システム - Google Patents

Abstract

【課題】推進剤供給ポンプの吐出圧及び流量の制御が容易で、燃焼室への燃料、酸化剤の供給条件を容易に決めることが可能なロケットエンジンの液体推進剤供給システムを提供する。【解決手段】ロケットエンジン１の液体推進剤供給システム２において、液体推進剤（燃料タンク４内の燃料、酸化剤タンク５内の酸化剤）が極低温の液体推進剤であり、この極低温の液体推進剤をロケットエンジンの燃焼室３に供給する手段がポンプ部（６ａ、７ａ）とモータ部（６ｂ、７ｂ）とを前記モータ部をキャンで密閉した態様で一体化したキャンドモータポンプ型の電動ポンプ６、７である。【選択図】図１

Description

この発明は、ロケットエンジンの推進剤供給システムに関し、特にポンプ部とモータ部とを前記モータ部をキャンで密閉した態様で一体化したキャンドモータポンプ型の電動ポンプを有効に用い、かつ極低温の液体推進剤を用いることで、モータ部に大電流を流すことを可能にして、推進剤供給システムにおける液体推進剤供給部（ポンプ機能部）の性能向上、すなわち大出力化あるいは小型化を可能にするものである。
なお、本発明においてロケットとは、宇宙往還機その他の宇宙機なども含む。

従来、ロケットエンジンの推進剤供給システムに採用される推進剤供給部（推進剤を圧送するポンプ部）として、ターボポンプ、すなわちタービン駆動方式のポンプが一般に採用されている（特許文献１、特許文献２、特許文献３など）。

例えば、特許文献１では、特許文献１の図１を参照しその符号を用いて説明すると、燃料供給部１２の燃料をロケットエンジンに供給するための燃料ポンプ１４、及び酸化剤供給部２２の酸化剤を供給するための酸化剤ポンプ２４がタービン４２によって駆動される駆動軸４４によって駆動される構造である。

特許文献２では、特許文献２の図８を参照しその符号を用いて説明すると、燃料推進剤を送出するためのポンプ８３及び酸化剤推進剤を送出するためのポンプ７３がそれぞれ、タービン８７、７７によって駆動される構造である。

特許文献３では、特許文献３の図２を参照しその符号を用いて説明すると、燃料タンク４の燃料を燃焼室２１に供給する第１ポンプ１１、及び、酸化剤タンク５の酸化剤を燃焼室２１に供給する第２ポンプ１３が、タービン１２によって駆動される共通の回転軸１４によって駆動される構造である。

特開２００３−２７８６００ 特表２０１２−５３３７００ 特開２０１４−１５９７６９

上述の通り、従来のロケットの推進系に適用されるポンプはタービン駆動方式が一般的であるが、タービン駆動方式では、燃料供給用のポンプ及び酸化剤供給用のポンプを、ガス化した燃料や高温の燃焼ガスで駆動するため、システムが複雑でエンジン起動、停止時のバルブ開閉タイミング等のシーケンスの確立等の開発期間に時間がかかる等の課題がある。
すなわち、各ポンプの回転数、吐出圧及び流量は、それぞれのタービンを駆動するガスの温度、流量と圧力比に基づくパワーバランスで決まる。エンジン起動においては適切な条件で燃焼器に燃料と酸化剤とを供給する必要があるが、そのためにはタービン駆動ガスの温度、流量及び圧力比の条件を確立しなければならない。そのタービン駆動ガスの流量及び圧力比の条件の確立等の開発期間に時間がかかる。

本発明は上記背景のもとになされたもので、推進剤供給ポンプの吐出圧及び流量の制御が容易で、燃焼室への燃料、酸化剤の供給条件を容易に決めることが可能なロケットエンジンの液体推進剤供給システムを提供することを目的とする。

上記課題を解決する請求項１の発明は、ロケットエンジンの液体推進剤供給システムにおいて、液体推進剤が極低温の液体推進剤であり、この極低温の液体推進剤をロケットエンジンの燃焼室に供給する手段がポンプ部とモータ部とを前記モータ部をキャンで密閉した態様で一体化したキャンドモータポンプ型の電動ポンプであることを特徴とする。

請求項２は、請求項１のロケットエンジンの液体推進剤供給システムにおいて、前記電動ポンプは、前記モータ部のステータ外周に設けられてモータ部を封止するモータコイルケーシングを備え、ポンプ出口から吐出された極低温の液体推進剤の一部または全部を前記モータコイルケーシングの外周部を経由してロケットエンジンに供給するための流路を有することを特徴とする。

請求項３は、請求項１又は２のロケットエンジンの液体推進剤供給システムにおいて、 前記電動ポンプは、前記ポンプ部で昇圧された液体推進剤の一部が、羽根車の背面を通って電動ポンプの主軸のポンプ側の軸受部を通り、前記主軸の外周面とステータ内周面との間を通った後、主軸中心部に設けた主軸中心孔を経由してポンプ羽根車入口に戻る流路を有することを特徴とする。

請求項４は、請求項２又は３のロケットエンジンの液体推進剤供給システムにおいて、
前記電動ポンプにおける前記モータコイルケーシングの外壁がフィン構造とされ、このフィン構造におけるフィン間の空間が、前記モータコイルケーシングの外周部を経由する流路とされていることを特徴とする請求項２又は３記載のロケットエンジンの液体推進剤供給システム。

請求項５は、請求項１〜４のいずれか１項のロケットエンジンの液体推進剤供給システムにおいて、燃料用の推進剤を供給する燃料用電動ポンプ及び酸化剤用の推進剤を供給する酸化剤用電動ポンプのモータ部にそれぞれ電力を供給する共通のバッテリを備えたことを特徴とする。

本発明によれば、推進剤供給用のポンプがキャンドモータポンプすなわち電動ポンプであり、電動ポンプの場合はモータが許容できる電流の範囲であれば、回転数を制御するだけでポンプ吐出圧及び流量を決めることができるため、燃焼室への燃料及び酸化剤の供給条件を容易に決めることができる。
また、エンジン稼働中の推力制御、推進剤の混合比制御を電動ポンプの回転数を制御するだけで容易かつ精密に行うことが可能となる為、開発が容易となる。すなわち、ターボポンプによる方法では、前述した通りシステムが複雑でエンジン起動、停止時のバルブ開閉タイミングのシーケンスの確立等の開発期間に時間がかかる等の問題があるが、そのような問題を回避できる。
また、高温セクションがないためエンジンシステムの信頼性、安全性が向上する。
また、電動方式であるからタービン方式と比べて、エンジン推進制御システムがシンプルになり、エンジン開発が容易となるため、エンジンの開発費及び量産時のコストを大幅に低減できる。

また、タービン駆動方式の場合、液体酸素又は燃料とタービン駆動ガスとの接触を防ぐために複雑なシールシステムが必要となるが封止部を有する電動ポンプ（キャンドモータポンプ）の場合は不要である。即ちタービン駆動ガスがポンプ側に流入するのを排除するためのパージガス供給設備が不要となり、またドレインラインも不要となるため、搭載機体の簡素化、軽量化につながる。
搭載機体の簡素化、軽量化につながるので、打ち上げロケットのみならず、軌道間輸送機、各種月惑星及び深宇宙探査機等のいわゆる宇宙機にとって大きなメリットとなる。
上述のことから、本発明の電動ポンプを用いた推進剤供給システムは、使い捨てロケットや再使用ロケットの離陸・着陸用エンジン、あるいは軌道間輸送機や月着陸船用エンジン等に最適なシステムといえる。

更に、本願発明における電動ポンプ（キャンドモータポンプ）のモータ部は、モータコイルを極低温流体（極低温の液体推進剤）で冷却されるので、巻き線の電気抵抗が減少し、大電流を流すことが可能となる。したがって、同じサイズの常温のモータ部の数倍の出力増加が可能となる。すなわち、大電流を流した場合、モータコイルの発熱量も増加し常温モータでは冷却が困難となるが、極低温流体で冷却するので、温度上昇はほとんど完全に抑えることができ、大電流を流して出力を大幅に増加させることができる。
このように、大電流を流すことで常温時と比較して大出力化、あるいはモータ部の小型化・軽量化を図ることが可能となるが、また、一定の大出力化と一定の小型化・軽量化とを同時に実現することが可能となる。
ロケットのエンジンは、載荷重量（例えば打ち上げる搭載人工衛星などの重量）に対応可能な性能を確保するために、各機器、部品等は極力重量が小であることが要求され、かつ高い性能が要求される。したがって、推進剤を供給する推進剤供給システムにおける電動ポンプについても、小型・軽量かつ大出力であることが求めれれるが、本願発明の推進剤供給システムにおける電動ポンプはそのような要求を十分に満たすものである。
本願発明は、上述の事情で、小型商用ロケット等の比較的小型のロケット、例えば載荷荷重が１５０ｋｇ以下のロケット等に好適であるといえる。

地上で使用される特殊な場合を除く一般的なモータの回転速度は、例えば自動車の場合、最高でも15,000rpm程度であるが、ロケットや宇宙機において採用される推進剤供給用のターボポンプは回転速度が例えば50,000rpm等の顕著な高速回転のものが用いられている。本願発明の推進剤供給システムにおける電動ポンプ（キャンドモータポンプ）は、そのような超高速の回転速度を実現可能にするものである。

本発明の一実施例のロケットエンジンの液体推進剤供給システムの模式的に示した構成説明図である。 （イ）は図1における電動ポンプ（燃料ポンプ、又は酸化剤ポンプ）の一実施例を示す断面図、（ロ）は（イ）のＡ−Ａ断面図である。 （イ）は図２（イ）の主軸の先端部近傍(羽根車近傍)近傍の要部拡大図、（ロ）は図２（イ）の主軸の後端部近傍（軸受部近傍）の要部拡大図 （イ）は図1における電動ポンプ（燃料ポンプ、又は酸化剤ポンプ）の他の実施例を示す断面図、（ロ）は（イ）のＢ−Ｂ断面図である。

以下、本発明のロケットエンジンの液体推進剤供給システムを実施するための形態について、図面を参照して説明する。

図１は本発明の一実施例のロケットエンジン１の液体推進剤供給システム２を模式的に示した構成説明図である。
この液体推進剤供給システム２は、燃料タンク４内の燃料を燃焼器３に供給する燃料ポンプ６、酸化剤タンク５内の酸化剤を燃焼器３に供給する酸化剤ポンプ７を備えている。符号８は両ポンプ６，７に電力を供給する共通のバッテリである。なお、両ポンプ６、７に個別のバッテリを設けてもよい
前記燃料及び酸化剤はそれぞれ液体燃料、液体酸化剤であり、例えば温度１５Ｋ〜１５０Ｋ、好ましくは温度１５Ｋ〜１３０Ｋの極低温の液体燃料、液体酸化剤である。
前記燃料ポンプ６及び酸化剤ポンプ７はいずれも、図１に示すように、ポンプ部６ａ、７ａとモータ部６ｂ、７ｂとを、前記モータ部６ｂ、７ｂをキャンで密閉した態様で一体化したキャンドモータポンプである電動ポンプである。
液体燃料としては例えば液体水素、液体メタン等が想定される。液体酸化剤としては液体酸素である。

電動ポンプである前記燃料ポンプ６及び酸化剤ポンプ７は同じ構造であり、図２（イ）、（ロ）に電動ポンプ３１として説明する。すなわち、図示の電動ポンプ３１の構造は前記燃料ポンプ６の構造でもあり酸化剤ポンプ７の構造でもある。
この電動ポンプ３１は、本体ハウジング２０内で主軸１１が軸受１２によって支持され、
主軸１１の図２で左側のポンプハウジング２１の部分がポンプ部３１ａ（６ａ、７ａ）、その右側のモーターハウジング２２の部分がモータ部３１ｂ（６ｂ、７ｂ）である。
主軸１１のモータ部３１ｂにロータである永久磁石１３が組込まれ、主軸１１の同図左端側のにポンプの羽根車１４を備える。
モータ部３１ｂのステータであるモータコイル１５はモータハウジング２２内に収められ、モータハウジング２２とモータコイルケーシング１８との間が図２（ロ）に示すように極低温の液体推進剤すなわち極低温冷却液の流路１７となっている。この実施例では、モータコイルケーシング１８の外壁がその全周に多数のフィン１８ａを有するフィン構造とされており、フィン１８ａ間の空間が流路１７となっている。この実施例ではモータコイルケーシング１８がキャンに相当するが、モータ部を密閉するためのキャンの構造は具体的なモータ部の構造に対応した構造とする。

また、ポンプ入口２５から入った極低温冷却液は、羽根車１４で昇圧されポンプ出口２６に向かう主流ｆと、羽根車１４の背面を経由してポンプ内部に向かう２次流れｇに分かれる。２次流れｇは軸受１２及びモータコイル１５を冷却しつつ図２（イ）で主軸１１の右端部に達した後、主軸１１の主軸中心孔１１ａを経由して矢印で示すようにポンプ入口２５に戻される。なお、永久磁石１３の部分の２次流れｇは、永久磁石１３の外周面とモータコイル１５の内周面との間に存在する僅かな隙間（図２（イ）、（ロ）でｇで示した部分）を流路として流れる。なお、図２（イ）で＜ｇ＞で示したものは、前記僅かな隙間を流れる２次流れｇのことを示している（流れとして分かり易いように）。
図示例の電動ポンプ３１の場合、主流ｆの一部（図２（イ）で符号ｆ’で示す）がモータコイルケーシング１８の外周のフィン１８ａ間の空間である流路１７を経由してモータコイルケーシング１８を冷却しつつ流体システム（この実施例では燃焼器３への推進剤供給システム）へ供給される。
しかし、主流ｆの全部がモータコイルケーシング１８の外周のフィン間の流路１７を経由してモータコイルケーシング１８を冷却しつつ流体システムへ供給されるようにすることもできる。
実施例の電動ポンプのモータ部は、例えば出力３０ＫＷ、回転数50,000ｒｐｍを想定しているが、出力としては１〜１００ＫＷ、回転数としては１０,０００〜１００,０００ｒｐｍが考えられる。

図４（イ）、（ロ）に他の実施例の電動ポンプ３２（６、７）を示す。
この実施例の電動ポンプ３２では、ポンプ出口２６から吐出された主流ｆは全て、モータハウジング２２とモータコイルケーシング１８との間の流路１７を経由して、モータコイルケーシング１８を冷却しつつ流体システム（この実施例では燃焼器３への推進剤供給システム）へ供給されるようになっている。
その他の点では、機能的には実施例１の電動ポンプ３１と共通しており、図２同じ符号を付して説明を省略する。

図２及び図４の各実施例の電動ポンプ３１、３２におけるモータコイルケーシング１８の外壁は、前述した通り熱伝達性の向上のためフィン構造１８ａとしているが、また、熱伝導性の高い材料で形成する。

本願発明の推進剤供給システムは、ポンプが推進剤供給用のポンプがキャンドモータポンである電動ポンプであり、そして、モータコイルを極低温流体（極低温の液体推進剤）で冷却する構成なので、発明の効果の欄で記載した通りの種々の顕著な効果を奏する。

１ ロケットエンジン
２ 液体推進剤供給システム
３ 燃焼器
４ 燃料タンク
５ 酸化剤タンク
６ 燃料ポンプ（電動ポンプ（キャンドモータポンプ））
６ａ、７ａ ポンプ部
７ 酸化剤ポンプ（電動ポンプ（キャンドモータポンプ））
６ｂ、７ｂ モータ部
８ バッテリ
１１ 主軸
１１ａ 中心孔
１２ 軸受
１３ 永久磁石
１４ 羽根車
１５ モータコイル
１７ （モータコイルケーシング外周のフィン間の空間）流路
１８ モータコイルケーシング（キャン）
１８ａ フィン
２０ 本体ハウジング
２１（３１ａ、３２ａ） ポンプハウジング
２２（３１ｂ、３２ｂ） モーターハウジング
２５ ポンプ入口
２６ ポンプ出口
３１、３２（６、７） 電動ポンプ（キャンドモータポンプ）
３１ａ、３２ａ（６ａ、７ａ） ポンプ部
３１ｂ、３２ｂ（６ｂ、７ｂ） モータ部
ｆ ポンプ出口２６に向かう主流
ｆ’ 主流の一部が主流から別れてポンプ内部を流れる分流
ｇ （羽根車１４の背面を経由してポンプ内部を流れる）２次流れ

Claims (5)

1. ロケットエンジンの液体推進剤供給システムにおいて、液体推進剤が極低温の液体推進剤であり、この極低温の液体推進剤をロケットエンジンの燃焼室に供給する手段がポンプ部とモータ部とを前記モータ部をキャンで密閉した態様で一体化したキャンドモータポンプ型の電動ポンプでであることを特徴とするロケットエンジンの液体推進剤供給システム。
2. 前記電動ポンプは、前記モータ部のステータ外周に設けられてモータ部を封止するモータコイルケーシングを備え、ポンプ出口から吐出された極低温の液体推進剤の一部または全部を前記モータコイルケーシングの外周部を経由してロケットエンジンに供給するための流路を有することを特徴とする請求項１記載のロケットエンジンの液体推進剤供給システム。
3. 前記電動ポンプは、前記ポンプ部で昇圧された液体推進剤の一部が、羽根車の背面を通って電動ポンプの主軸のポンプ側の軸受部を通り、前記主軸の外周面とステータ内周面との間を通った後、主軸中心部に設けた主軸中心孔を経由してポンプ羽根車入口に戻る流路を有することを特徴とする請求項１又は２記載のロケットエンジンの液体推進剤供給システム。
4. 前記電動ポンプにおける前記モータコイルケーシングの外壁がフィン構造とされ、このフィン構造におけるフィン間の空間が、前記モータコイルケーシングの外周部を経由する流路とされていることを特徴とする請求項２又は３記載のロケットエンジンの液体推進剤供給システム。
5. 燃料用の推進剤を供給する燃料用電動ポンプ及び酸化剤用の推進剤を供給する酸化剤用電動ポンプのモータ部にそれぞれ電力を供給するバッテリを備えたことを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載のロケットエンジンの液体推進剤供給システム。
   

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