JP4531015B2 - 接触分解ガス発生装置サイクルにおいて気体炭化水素を利用したブースターロケットエンジン - Google Patents

Description

本発明は、接触分解ガス発生装置サイクル（Ｃａｔａｌｙｔｉｃａｌｌｙ Ｅｎｈａｎｃｅｄ Ｇａｓ Ｇｅｎｅｒａｔｏｒ Ｃｙｃｌｅ）において気体炭化水素を利用した、ブースターロケットエンジンなどのロケットエンジンに関する。

高推力ロケットエンジン用途における、ＬＯＸ（液化酸素）／ケロシン推進燃料の組み合わせに伴う主要な問題とは、不安定さである。燃焼チャンバ内における圧力の変動は、構造に対して損害を与えるのに十分過ぎるほど重要であり、不安定性の原因となっている。ガス動態依存型の圧力変動は、特定の周波数における燃料の霧化及び化学的不安定によって引き起こされるものであり、不安定性問題の原因である。そのような振動は、通常、高周波（１０００Ｈｚ以上）であり、非常に損傷を与えやすい。

燃焼工程中に、燃焼のため、液体燃料（ケロシン）は蒸気化され、かつ、下位成分へと分解されなければならない。また、このケロシン液滴を蒸気化するのに要する時間は、ケロシンの不安定化問題の重要な要因の１つである。この液滴が燃焼ゾーンに入る際、放射エネルギーによって液滴はより高速で蒸発し、燃焼は前方に移動して面板に接近する。しかしながら、面板が低温なため、液滴サイズが増大して、前方に移動していた炎は後退する。燃焼によって圧力が急激に増大するために圧力波が生じる。これら圧力波により、チャンバ内で軸方向の波が形成されて蓄積される。チャンバ径が大きいほど、不安定化する機会が増大する。
米国特許第５，２３２，６７２号明細書

従って、本発明の目的は、大型チャンバにおける不安定性問題が排除された、ロケットエンジンに炭化水素／酸化剤推進燃料の組み合わせを送給するための方法並びに装置を提供することである。

前述の目的は、本発明の方法及び装置によって達成される。

本発明により、燃料の組み合わせをロケットエンジンに送給するための方法が提供される。本発明の方法は、概して、炭化水素推進燃料の流れを供給することと、炭化水素推進燃料の圧力を上昇させることと、分解装置中で炭化水素推進燃料を分解することと、分解された炭化水素推進燃料をロケットエンジンの燃焼室内に導入することと、酸化剤を燃焼室内に導入することを含んでなる。

さらに、本発明によれば、ロケットエンジンに推進燃料の組み合わせを送給するための装置が提供される。本発明の装置は、概して、炭化水素推進燃料の流れを供給するための手段と、炭化水素推進燃料の圧力を上昇させるための手段と、炭化水素推進燃料を分解するための分解装置と、分解された炭化水素をロケットエンジンの燃焼室内に導入するための手段と、燃焼室内に酸化剤を導入するための手段を含んでなる。

接触分解ガス発生装置サイクルにおいて気体炭化水素を使用するブースターロケットエンジンのその他の細部、並びにそれらに付随するその他の目的及び利点は、以下の詳細な説明及び関連する図面において説明する。尚、異なる図面における同様の符号は同様の構成要素を示す。

本発明は、燃料を燃焼室内に導入する前に分解することによって、大型の燃焼室における不安定問題を解決するものである。本発明のこの取り組みは、燃料が液体ではなく分解された蒸気として燃焼室に入る場合、燃焼が急速に起こり、液滴が蒸発する道筋、即ち、不安定化の原因であるルートが生じないという発見を利用するものである。

図１を参照すると、ケロシン／ＬＯＸ（液化酸素）の組み合わせなどの炭化水素／酸化剤推進燃料の組み合わせをロケットエンジン１２に送給するための装置１０が図示されている。装置１０は、接触分解ガス発生装置サイクル（ＣＥＧＧ）を代表するサイクルを使用するものである。ガス発生装置（ＧＧ）型のサイクルを使用することにより、長寿命のタービンとプレバーナーの設計における負担が軽減される。ＧＧは、タービンを駆動するためのガスを生成するのに使用できるが、多段燃焼サイクルとは異なり、タービン駆動からの排気は燃焼室へ戻らない。ＣＥＧＧ装置では、排気は分解器に熱を提供してから排気される。これは、２つ点で有利である。第１の利点は、ＧＧを、わずかに燃料リッチで運転することができるため、流れを適当に低温に保つことができることである。第２の利点は、タービン全体にわたる圧力比を、必要な動力平衡を達成してタービン効率要求に適応するものとすることができることである。従って、おおよそ２５００ｐｓｉａ（１７．２３７５ＭＰａ）の絶対圧力、Ｐｃを有する装置においては、ＧＧとタービンを、非常に低い圧力で作動させることができる。低温かつ低圧、並びに非酸化環境により、それらの構成部品に要求される寿命が満たされる可能性が高くなる。この取り組み方法は、より高圧かつ高温で運転される多段燃焼サイクルと比較して、本質的により安全である。

主ポンプ上で、ＧＧからの流れを、タービンを駆動するのに使用した後、その排気をどのように用いるか選択する。流れは単に機外に排出させることができる。流れを加速して、推力量をわずかに増大させるのに、端部にノズルを追加することができる。あと燃えの可能性はないが、後方ノズルが放射冷却されたスカートであった場合、排気をフィルム層として噴射させて、スカートを冷却するよう作用させることができる。これにより、炭化水素燃料中への熱負荷が低減され、簡素で低コストのノズル設計が可能となる。

上述したように、図１は、本発明によるＣＥＧＧサイクルを採用した装置１０を概略的に示している。ケロシンなどの炭化水素推進燃料が燃料取入れ口弁（ＦＩＶ）１４を介して燃料ブーストポンプ１６に入る。燃料ブーストポンプ１６は、燃料の圧力を、ターボポンプ１８に導入するのに許容可能なレベルまで上昇させる。燃料ブーストポンプ１６は、２段目の燃料ポンプ流２１で動力を与えられ得るような油圧式タービン２０で駆動することができる。ブーストポンプ１６からのタービン排気は、さらに圧力を上昇させるようジェットポンプノズル２２によって、主燃料流中へ送られる。炭化水素推進燃料は、理想的には約４７００ｐｓｉｇ（約３２．４０６５ＭＰａ）までゲージ圧力を上昇させるターボポンプ１８の主ポンプ第１段２４に入る。第１段ポンプ２４を出る炭化水素推進燃料の一部は、２段目の燃料ポンプ２５へ送られ、そこで、燃料ブーストポンプ１６を駆動するために圧力を上昇させ、アクチュエータの油圧動力を提供する。この動力により、推力は進路を誘導して、モーターは推進ライン中の弁を駆動する。１段目のポンプ２４から出る炭化水素推進燃料の流れの残部は、ロケットエンジン１２の燃焼室２６とノズル２８に流れる。図３に示すように、炭化水素推進燃料は、チャネル壁２７を介して、燃焼室２６とノズル２８を冷却するよう流れる。流れは、下方スカート３２のすぐ上にあるマニホルド３０に流れて、噴射器ヘッド３４に向かってアッセンブリを上へと移動する。図４に示すように、別個の循環路３６により、燃焼室内部をフィルム冷却するための低温燃料が供給される。別個の弁３７は、スロットリングに起因する推力の変動の原因となるこの流れを制御する。

燃料は燃焼室２６、ノズル２８から出て、炭化水素推進燃料をその構成成分にまで分解する触媒を収容した分解器４０へ真っ直ぐ落ちる。触媒は、米国特許第５，２３２，６７２号明細書に開示されるような、本発明の目的を達成する当業界で既知のいずれかの触媒であってよい。分解器４０は、ターボポンプ１８を駆動するのに使用したタービン３８の排気からの熱を利用して分解工程に役立てる。分解器４０を出る燃料は、炭化水素の凝集体である高温液体であり、その圧力は、炭化水素の蒸気圧より高い。図２を参照すると、炭化水素推進燃料は、噴射器ヘッド３４に入り、共軸の噴射器要素４２の中央を下へ移動し、燃焼室２６に入る。燃料は、要素４２の先端４４から離れるまで（その三重点より上）で液体同様の状態のままである。先端４４では、燃料は膨張して軽量な炭化水素蒸気になる。流れのストリーム中に、分解工程によって析出した炭素粒子を、排気から取り出せるよう保持させることが重要である。分解器４０から出る燃料のいく分かは、タービン３８を駆動するエネルギーを供給するために、ＧＧ（ガス発生器）５０へ分流される。推力制御弁５２は、ＧＧ５０の上流にあるライン５３中にあり、燃料流を制御して、ターボポンプの速度とエンジン推力を制御する。燃料は分解器４０を出た後に分流されるため、従来燃焼の危険を有していたＧＧ５０における安定性のために、ＧＧ５０も又蒸気化燃料を使用することができる。

ＧＧ５０からの排気は、主ターボポンプ１８上の高圧比のインパクトタービン３８を駆動するのに使用される。ＧＧ５０は、寿命要求を満たすのに必要な複雑な被覆工程、又は冷却機構を必要としない程度に、十分低い温度を保つことができるよう、燃料リッチで運転されることが好ましい。タービン流は、次いで分解器４０を通過して分解工程に要する熱を供給し、ノズル２８の下部セクション６２上のマニホルド６０へ送られる。この時点において、排気流は、下部ノズルセクション６２を冷却するためのフィルム冷却剤として使用するのに十分冷却されている。マニホルド６０は、角度を設けた穴（図示せず）を介して流れを放出して熱的に保護するため、簡略化された、軽量の出口ノズルセクション６４を使用することができる。これにより、従来、確実性に問題のあった大型で複雑な過流型ノズルセクションを製造する必要性が排除されることになる。

酸化剤装置は簡素化されており、ＬＯＸ（液化酸素）等の酸化剤が酸化剤ブーストポンプ７０に入り、次いで、酸化剤ポンプ６８に入り、主ターボポンプ１８内へ導入される。ブーストポンプ７０は、油圧的に駆動されるが、ジェットポンプで置き換えることもできる。酸化剤は、通常、３０００ｐｓｉｇ（約２０．６８５ＭＰａ）のゲージ圧力未満で主ターボポンプ１８を出る。酸化剤のいく分かは、ライン７１と主酸化剤制御弁８２を介してガス発生器（ＧＧ）５０へ送られる。酸化剤の残部は、低温の液体として噴射器ヘッド３４へ入り、面板７２に冷媒を提供すると共に、噴射器要素４２の外部循環路の燃焼室２６中へ分散される。弁８０は、燃料／酸化剤の混合比を制御する。噴射器ヘッド３４の下部チャンバ中の酸化剤は、吹き出し冷却によって面板７２を低温に維持するのに役立つ。必要に応じて、レジメッシュ（ＲＥＧＩＭＥＳＨ）設計を利用して酸化剤を、面板７２を介してブリードさせることができる。酸化剤をこのように使用することによって、面板７２に付随する熱的な問題をなくすことを確実なものとして、酸化剤リッチの多段燃焼エンジンの場合をはるかに超えて寿命を増大させることになる。これは又、定常状態運転中又は熱によって液状に戻る状態の間に面板７２のコーキングが生じないことも意味する。

本発明の装置で使用するサイクルによって、有人宇宙飛行のための、非常に安全で、大型のケロシン／ＬＯＸなどの炭化水素／酸化剤ブースターエンジンを製造する際の問題を確実に解決したエンジン設計が可能となる。

ロケットエンジンに炭化水素／酸化剤推進燃料の組み合わせを供給するための代表的な装置を概略的に示す図である。 図１の装置で使用される噴射器ヘッドの一部を示す図である。 チャンバの断面図を示す図である。 フィルム冷却循環路を示す燃焼室の断面図を示す図である。

Claims (20)

1. 炭化水素推進燃料の流れを供給するステップと、
   炭化水素推進燃料の圧力をタービンによって駆動されるポンプにより上昇させるステップと、
   分解装置中で炭化水素推進燃料を分解するステップと、
   分解された炭化水素推進燃料をロケットエンジンの燃焼室内に導入するステップと、
   酸化剤を燃焼室内に導入するステップと、
   分解プロセスの駆動を促進するために、タービン駆動排気からの熱を供給するステップと、
   を含んでなることを特徴とする、推進燃料の組み合わせをロケットエンジンに送給するための方法。
2. 前記炭化水素推進燃料の流れを供給するステップが、ケロシンの流れを供給することを含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
3. 前記圧力を上昇させるステップが、前記炭化水素推進燃料の流れを、ブーストポンプを通過させ、次いで１段目のターボポンプを通過させることを含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
4. 圧力の上昇した前記炭化水素推進燃料の流れの一部を、前記ブーストポンプを駆動するタービンを駆動するのに使用するステップと、前記タービンを駆動するのに使用された前記炭化水素推進燃料を、前記タービンの排気から前記炭化水素推進燃料へ、ジェットポンプノズルを介して循環させるステップをさらに含むことを特徴とする、請求項３記載の方法。
5. 前記炭化水素推進燃料を前記分解装置に導入する前に、前記炭化水素推進燃料の流れを、推力チャンバと前記ロケットエンジンのノズルを冷却するのに使用するステップをさらに含み、その炭化水素推進燃料の流れを、推力チャンバと前記ロケットエンジンのノズルを冷却するのに使用するステップは、前記炭化水素推進燃料の流れをチャネル壁内に通し、次いで下部スカートの上に配置されたマニホルド内に通すことを含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
6. 前記炭化水素推進燃料の流れの一部を、燃焼室をフィルム冷却するのに使用するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
7. 前記分解装置を出る前記タービン駆動排気を、前記エンジンのノズルの下部セクションを冷却するのに使用するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
8. 前記分解された燃料を導入するステップが、前記分解された燃料を液体の形態で、共軸の噴射器要素を有する噴射器ヘッド内に導入することと、前記液体の形態の燃料を前記共軸の噴射器ヘッドの中央を下へ移動させることと、前記液体の形態の燃料を、前記燃焼室内で膨張させて、蒸気含有の炭化水素にすることを含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
9. 前記分解装置を出る前記燃料の一部をガス発生装置に分流させて、主ターボポンプのタービンを駆動するエネルギーを供給するステップと、前記分解装置からの燃料流を制御することにより、ターボポンプの速度とエンジン推力を制御するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
10. 前記酸化剤を導入するステップが、前記酸化剤を噴射器ヘッド内に導入する前に、前記酸化剤にブーストポンプを通過させ、次いで、主ターボポンプを通過させることと、前記酸化剤の流れを前記噴射器ヘッドに通過させて、前記噴射器ヘッドの面板を冷却することと、前記ターボポンプを出る前記酸化剤の一部をガス発生装置に分流させることを含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
11. 炭化水素推進燃料の流れを供給するための手段と、
    炭化水素推進燃料の圧力をタービンによって駆動されるポンプにより上昇させるための手段と、
    炭化水素推進燃料を分解するための分解装置と、
    分解された炭化水素をロケットエンジンの燃焼室内に導入するための手段と、
    燃焼室内に酸化剤を導入するための手段と、
    分解プロセスの駆動を促進するために、タービン駆動排気からの熱を供給する手段と、
    を含んでなることを特徴とする、ロケットエンジンに推進燃料の組み合わせを送給するための装置。
12. 前記炭化水素推進燃料の流れを供給する手段が、ケロシンの流れを供給する手段からなることを特徴とする、請求項１１記載の装置。
13. 前記圧力を上昇させる手段が、前記炭化水素推進燃料の流れがそれらを通って流れる、ブーストポンプとターボポンプからなることを特徴とする、請求項１１記載の装置。
14. 圧力の上昇した前記炭化水素推進燃料の流れの一部を、前記ブーストポンプを駆動するタービンを駆動するのに使用するための手段と、前記タービンを駆動するのに使用した前記炭化水素推進燃料を、前記タービンの排気から前記炭化水素推進燃料の流れ中にジェットポンプノズルを介して循環させる手段をさらに含むことを特徴とする、請求項１３記載の装置。
15. 前記炭化水素推進燃料を前記分解装置に導入する前に、前記炭化水素推進燃料の流れを、推力チャンバと前記ロケットエンジンのノズルを冷却するのに使用する手段をさらに含み、その炭化水素推進燃料の流れを、推力チャンバと前記ロケットエンジンのノズルを冷却するのに使用する手段は、前記炭化水素推進燃料の流れをチャネル壁内に通し、次いで下部スカートの上に配置されたマニホルド内に通す手段を含むことを特徴とする、請求項１１記載の装置。
16. 前記炭化水素推進燃料の流れの一部を、燃焼室をフィルム冷却するのに使用する手段をさらに含むことを特徴とする、請求項１１記載の装置。
17. 前記分解装置を出る前記タービン駆動排気を、前記エンジンのノズルの下部セクションを冷却するのに使用する手段をさらに含むことを特徴とする、請求項１１記載の装置。
18. 前記分解された燃料を導入する手段が、前記分解された燃料を液体の形態で、共軸の噴射器要素を有する噴射器ヘッド内に導入する手段と、前記液体の形態の燃料を前記共軸の噴射器ヘッドの中央を下へ移動させる手段と、前記液体の形態の燃料を、前記燃焼室内で膨張させて、蒸気含有の炭化水素にする手段を含むことを特徴とする、請求項１１記載の装置。
19. 前記分解装置を出る前記燃料の一部をガス発生装置に分流させて、主ターボポンプのタービンを駆動するエネルギーを供給する手段と、前記分解装置からの燃料流を制御することにより、ターボポンプの速度とエンジン推力を制御する手段をさらに含むことを特徴とする、請求項１１記載の装置。
20. 前記酸化剤を導入する手段が、前記酸化剤を噴射器ヘッド内に導入する前に、前記酸化剤にブーストポンプを通過させ、次いで、主ターボポンプを通過させる手段と、前記噴射器ヘッドを通る前記酸化剤の流れを生じさせて、前記噴射器ヘッドの面板を冷却する手段と、前記ターボポンプを出る前記酸化剤の一部をガス発生装置に分流させる手段を含むことを特徴とする、請求項１１記載の装置。

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