JP4057850B2 - ロケットエンジンの噴射エレメント - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、請求項１の前提部分に記載した種類のロケットエンジンの噴射エレメントに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ロケットエンジンにおける噴射エレメントの役割は、推進剤を最適な燃焼状態で燃焼させることのできるような推進剤ミクスチャを作り出すことにある。また、燃焼状態を改善する方法として、燃焼室内へ供給する酸化剤の流れに回転モーメントを付与するということが公知となっており、そのために、螺旋溝を形成した部材（「スワラー」と呼ばれている）を、噴射エレメントに装備するということが行われている。更に、この種の噴射エレメントに関しては、酸化剤とは別個に燃焼室内へ供給される燃料の流れを、複数の分流開口を備えた分流機構によって分割し、それによって、供給管の周囲に分布した複数の分割流を得るようにするということも公知となっている（ドイツ特許公告第４３０５１５４号公報）。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、燃焼室へ供給される推進剤の流れを分割し、それによって得られる２つの分割流を、個別に燃焼室内へ噴射するようにしたロケットエンジンの噴射エレメントを提供することにある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】
この目的は、本発明によれば、請求項１に記載した構成要件によって達成される。従属請求項は、本発明の実施の形態にかかる特徴を記載したものである。
【０００５】
本発明にかかる課題を解決するための手段は、旋回流とした推進剤の流れを、分流機構によって複数の流れに分割するというものであり、これらのことは、これらを行えるように然るべく構成した噴射エレメントの内部で行われる。また、本発明では、旋回流とした推進剤の流れを分割する際に、その推進剤の流れを、互いに同心的な位置関係にある２つの中空コーン噴流（中空円錐形状の噴流）にし、それら中空コーン噴流が、燃焼室内へ噴射されるようにしている。
【０００６】
この噴射エレメントは、その各部の寸法を適切に設計することにより、異なる噴霧粒径で、最適な噴霧粒径の選別が、２つの中空コーン噴流に対して行われる。そのため、複数の局所的な燃焼領域を互いに異なった燃焼状態に維持することも可能であり、また、推進剤を段階的に燃焼させることも可能であるという利点が得られる。
【０００７】
２つの中空コーン噴流を形成することによって、燃焼室内の複数の所定位置に、夫々に、適切に混合された推進剤ミクスチャを作り出すことが可能となっている。また、本発明によれば、分流機構は、複数の分流開口によって流れを分割するように構成したものとすることができ、それによって、噴霧粒径を適切な大きさにすることができ、ひいては、燃焼室の容積を小さくできるという効果が得られる。
【０００８】
更に、本発明にかかる噴射エレメントは、燃焼反応における脈動を抑制する安定化作用を有するものであり、これが可能であるのは、本発明によれば比較的広い領域において燃焼反応が進行するため、発生する脈動の増幅に寄与する部分の燃焼領域が、全体の燃焼領域のうちのごく一部に過ぎなくなるからである。この長所は、複数の噴射エレメントを装備した主燃焼室において、局所領域の脈動抑制を行うためにも利用し得るものである。
【０００９】
また、本発明にかかる噴射エレメントは、ミクスチャの混合比を適当に定めることによって、広範な動作領域に好適に対応することができる。
【００１０】
更に、本発明にかかる、課題を解決するための手段は、ガスジェネレータや小型ロケットエンジンにも、好適に適用し得るものである。
【００１１】
一般的にガスジェネレータにおいては、燃焼させるミクスチャの混合比が化学量論的理論混合比から大きく外れているため、本発明にかかる２つの中空コーン噴流を採用することによって効果が得られ、それは、第１中空コーン噴流によって形成される燃焼領域を、燃焼に適した熱化学的条件が満たされた領域とする一方で、第２中空コーン噴流によって形成される燃焼領域を、温度を低温に保つための燃料過剰供給を行う領域とすることができるからである。
【００１２】
また、小型ロケットエンジンは、通常、噴射エレメントを１個しか備えておらず、しかも、一般的に小型ロケットエンジンには、燃焼室冷却機構が装備されていないため、燃焼室内の内壁面の近傍領域を低温領域に維持しておく必要がある。本発明によれば、第１中空コーン噴流によって形成される燃焼領域の内部に適切なミクスチャを作り出すことができるため、かかる低温領域を良好に維持することができるのである。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下に図面を参照しつつ、本発明の実施の形態について、更に詳細に説明して行く。
【００１４】
図１に示した噴射エレメント１は、この噴射エレメント１の軸心方向に延在する流入管２と、第１噴出管１１と、第２噴出管１２とを備えている。また、流入管２の内部に、流れを旋回流にするためのスワラー３と、流れを分割するための分流機構４とが装備されている。
【００１５】
流入管２へ供給される液体推進剤の流れに、スワラー３により回転モーメントを付与し、それによって旋回流となった推進剤の流れを、スワラー３の流出側において、分流機構４によって２つの流れに分割して、２本の噴出管へ分配している。このように、スワラー３により液体推進剤に回転モーメントを付与しているため、２本の噴出管の中を流れる２つの分割流は、夫々の噴出管の内壁面に沿って流れる薄膜状噴流１３及び１４となり、そして更に、互いに同心的な位置関係にある第１中空コーン噴流５及び第２中空コーン噴流６となって、夫々に異なった噴射角α₁及びα₂で燃焼室内へ噴射される。尚、周知の如く、中空コーン噴流とは、中空円錐形状の噴流のことである。
【００１６】
本発明に従って、２つの中空コーン噴流５及び６が、燃焼室内へ噴射されるようにしたときの、質量で表した噴射量分布の典型的な一例を、図１中にダイヤグラム７で示した。
【００１７】
図２に示した具体例のスワラー３は、その外周部に複数の溝８が等間隔で形成されており、それら溝８の本数は４本、それら溝８の断面形状９は台形、また、それら溝８のピッチ角はβである。ただし、本発明を実施する上で使用することのできるスワラーは、図示例のものに限られず、例えば、スワラーに形成する溝の本数は、４本より少なくしてもよく、多くしてもよい。また、その溝の断面形状についても、台形以外の、例えば矩形等の形状にしてもよい。更に、その溝のピッチ角も、図示例のピッチ角βより急な角度、或いは、緩やかな角度にしてもよい。
【００１８】
図３に示した具体例の分流機構４は、じょうご形の部材で構成されており、このじょうご形の部材には、４つの分流開口１０が形成されており、また、このじょうご形の部材には、第２噴出管１２が一体に設けられている。第１中空コーン噴流５は、流入管２へ供給される推進剤のうちの、４つの分流開口１０を介して第１噴出管１１へ流入する分の推進剤によって形成される。一方、第２中空コーン噴流６は、流入管２へ供給される推進剤のうちの、分流機構４の第２噴出管１２へ流入する分の推進剤によって形成される。
【００１９】
分流機構４は、図３に示した具体例のものに限られず、その他の構成形態としてもよく、例えば、第２噴出管１２の部分を、分流機構４の本体とは別部材として形成してもよい。分流機構４の構成形態に関して重要なことは、この分流機構４が、複数の分流開口を備えると共に、第１噴出管１１と比べて断面積の小さな第２噴出管１２を形成するための、テーパー部を備えているということである。
【００２０】
本実施例では、分流機構４の外縁部の複数の分流開口１０の個数及び形成位置と、スワラー３の外周部の複数の溝８の本数及び形成位置とを、揃えるようにしている。尚、溝８及び分流開口１０の本数（個数）は、第１中空コーン噴流５の円錐形状の、その周方向における形状均一性に影響を及ぼすものである。
【００２１】
即ち、溝８及び分流開口１０の本数（個数）が比較的少なく、例えば２本（２個）ないし３本（３個）とした場合などには、特に、第１中空コーン噴流５の形状不均一性が大きくなりがちである。この形状不均一性は、特に、図１に示した具体例のように、第１噴出管１１の形状が、テーパー形状ではない場合に大きなものとなりやすい。中空コーン噴流が、形状不均一性を有していると、それによって燃焼効率が低下することになるが、一方では、それによって燃焼が安定するという効果が得られることがある。
【００２２】
溝８及び分流開口１０の本数（個数）の上限値は、通常、６本（６個）程度であるが、ただし、個々の状況に応じて、７本（７個）以上にする場合もある。
【００２３】
図１に示した具体例では、第１噴出管１１の先端と、第２噴出管１２の先端とが揃えられており、それら噴出管の先端によって、この噴射エレメントの噴射面１５が画成されているが、本発明はこのような実施の形態に限られるものではなく、例えば図４に示したように、噴出管１２を短く形成して、その先端が噴射エレメントの内部に収まるようにしてもよい。
【００２４】
また、更なる変更例として、例えば図５に示したように、第１噴出管１１が、その噴出部に、先細り部分１６を備えているようにしてもよい。こうすることによって、噴霧形成がより円滑に行われるという利点が得られ、また、このような先細り部分１６を設けることは、第１中空コーン噴流５の噴射角α₁を適切な角度にするのにも役立つ。
【００２５】
本発明にかかる２つの中空コーン噴流の夫々の噴射角α₁及びα₂の間の角度差は、以下に列挙する構成パラメータの値を適宜選択することによって、適当な値に設定することができる。
Ｒ_e スワラーの実効半径
ｎ スワラーの溝の本数
β スワラーの溝のピッチ角
ｒ₁ 第１噴出管１１の流体力学的半径
ｒ₂ 第２噴出管１２の流体力学的半径
【００２６】
一般的に、噴射エレメントの構造設計上の特性を表す特性値としては、いわゆる「形状パラメータＡ」を使用することが公知となっており、本発明における中空コーン噴流に関しては、この形状パラメータＡの値を、次のように設定するようにしている。
即ち、この形状パラメータＡの値を、第１中空コーン噴流５に関しては、およそ１＜Ａ＜２０の範囲内の値とし、また、第２中空コーン噴流６に関しては、およそ１＜Ａ＜１２の範囲内の値としている。
【００２７】
形状パラメータＡは、以下の定義式によって定義されるものである。
即ち、第１中空コーン噴流５に関しては、
Ａ＝Ｒ_e・ｒ₁・ｓｉｎ（β）／（ｒ_n ²・ｎ）であり、
また、第２中空コーン噴流６に関しては、
Ａ＝Ｒ_e・ｒ₂・ｓｉｎ（β）／（ｒ_n ²・ｎ）である。
尚、これら定義式において、
ｒ_n スワラーの溝の断面の実効半径
Ｒ_e スワラーの実効半径
β スワラーの溝のピッチ角
ｎ スワラーの溝の本数
ｒ₁ 第１噴出管１１の流体力学的半径
ｒ₂ 第２噴出管１２の流体力学的半径
である。
そして、Ａとαとの関係は、ｔａｎα∝Ａ となる。従って、先細り部分１６によって第１中空コーン噴流５の形状パラメータＡを下げることにより、α₁を小さくすることができる。
【００２８】
本発明にかかる、課題を解決するための手段は、以上に説明した具体例のように、単独で機能する噴射エレメントに適用し得るだけでなく、更に、もう１つの噴射エレメントを同心的に配設して構成した噴射システムにも、適用し得るものである。図６及び図７は、本発明をそのような噴射システムに適用した場合の２つの具体例を示している。
【００２９】
図６においては、もう１つの推進剤成分１７を、第３中空コーン噴流１９の形に形成して、第１中空コーン噴流５及び第２中空コーン噴流６と共に燃焼室内へ噴射するようにしている。第３中空コーン噴流１９は、スワラー１８によって形成しており、このスワラー１８は、噴射エレメント１に対して同心的な位置関係で、噴射エレメント１を囲繞するようにして配設されている。
【００３０】
図７においては、もう１つの推進剤成分１７を、複数の孔２０を介して複数の噴射流２１に分割して、燃焼室内へ噴射するようにしている。複数の孔２０は、噴射エレメント１の周囲に、噴射エレメント１を囲繞するようにして形成されている。
【００３１】
【発明の効果】
本発明によれば、２つの中空コーン噴流を形成することにより、燃焼室内の複数の所定位置に、夫々、適切に混合された推進剤ミクスチャを作り出すことが可能となり、推進剤を最適な燃焼状態で燃焼させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明にかかる噴射エレメントの断面図である。
【図２】図１の具体例におけるスワラーだけを取り出して示した斜視図である。
【図３】図１の具体例における分流機構だけを取り出して示した斜視図である。
【図４】短い第２噴出管を備えた別の具体例を示した図である。
【図５】先細り形状の第１噴出管を備えた別の具体例を示した図である。
【図６】もう１つの推進剤成分を噴射するための同心的に配設されたスワラーを備えた別の具体例を示した図である。
【図７】もう１つの推進剤成分を複数の孔を介して噴射するための同心的に配設された分流機構を備えた別の具体例を示した図である。
【符号の説明】
１ 噴射エレメント
３ スワラー
４ 分流機構
５ 第１中空コーン噴流
６ 第２中空コーン噴流
１１ 第１噴出管
１２ 第２噴出管
α₁、α₂ 噴射角

Claims (10)

1. スワラーと分流機構とを備えたロケットエンジンの噴射エレメントにおいて、
   該噴射エレメント（１）の内部において、供給される推進剤の流れに前記スワラー（３）により回転モーメントを付与し、それによって旋回流となった推進剤の流れを、前記分流機構（４）、第１噴出管（１１）、及び第２噴出管（１２）により、第１中空コーン噴流（５）と第２中空コーン噴流（６）とに分割し、それら中空コーン噴流が夫々に異なった噴射角（α₁、α₂）で燃焼室内へ噴射されるようにしたことを特徴とするロケットエンジンの噴射エレメント。
2. 前記噴射エレメントの形状パラメータＡの値を、前記第１中空コーン噴流（５）に関しては、およそ１＜Ａ＜２０の範囲内の値とし、また、前記第２中空コーン噴流（６）に関しては、およそ１＜Ａ＜１２の範囲内の値とし、
   ここで、形状パラメータＡは、第１中空コーン噴流（５）に関しては、
   Ａ＝Ｒ _e ・ｒ ₁ ・ｓｉｎ（β）／（ｒ _n ² ・ｎ）であり、
   また、第２中空コーン噴流（６）に関しては、
   Ａ＝Ｒ _e ・ｒ ₂ ・ｓｉｎ（β）／（ｒ _n ² ・ｎ）で定義され、
   これら定義式において、
   ｒ _n スワラーの溝の断面の実効半径
   Ｒ _e スワラーの実効半径
   β スワラーの溝のピッチ角
   ｎ スワラーの溝の本数
   ｒ ₁ 第１噴出管（１１）の流体力学的半径
   ｒ ₂ 第２噴出管（１２）の流体力学的半径
   であ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噴射エレメント。
3. 前記スワラー（３）の溝（８）の本数が２本〜６本であ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噴射エレメント。
4. 前記スワラー（３）の溝（８）の断面形状（９）が矩形または台形であることを特徴とする請求項１乃至３の何れか１項記載のロケットエンジンの噴射エレメント。
5. 前記分流機構（４）が、じょうご形の部材で構成されており、該じょうご形の部材には、第２噴出管（１２）が一体に設けられ、更に、該じょうご形の部材には、推進剤の流れを分割するための複数の分流開口（１０）が形成されていることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項記載のロケットエンジンの噴射エレメント。
6. 前記分流機構（４）の外周部の前記分流開口（１０）の個数及び形成位置と、前記スワラー（３）の外周部の前記溝（８）の本数及び形成位置とを、一致させたことを特徴とする請求項５記載のロケットエンジンの噴射エレメント。
7. 前記第２噴出管（１２）の先端が、該噴射エレメントの噴射面（１５）より手前に引っ込んでいることを特徴とする請求項１乃至６の何れか１項記載のロケットエンジンの噴射エレメント。
8. 前記第１噴出管（１１）が、その噴出部に、テーパ部分（１６）を備えていることを特徴とする請求項１乃至７の何れか１項記載のロケットエンジンの噴射エレメント。
9. 前記噴射エレメント（１）が、該噴射エレメント（１）と同心的な位置関係で配設されたスワラー（１８）に囲繞されており、該スワラー（１８）によって、もう１つの推進剤成分（１７）が第３中空コーン噴流（１９）として前記燃焼室内へ噴射されるようにしたことを特徴とする請求項１乃至８の何れか１項記載のロケットエンジンの噴射エレメント。
10. 前記噴射エレメント（１）が、該噴射エレメント（１）と同心的な位置関係で配設された分流機構に囲繞されており、複数の開口（２０）を介して、もう１つの推進剤成分（１７）が前記燃焼室内へ噴射されるようにしたことを特徴とする請求項１乃至８の何れか１項記載のロケットエンジンの噴射エレメント。

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