JP5044013B2 - 宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する方法と装置 - Google Patents

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Description

本発明は、極低温液体燃料を供給される宇宙用推進エンジンに関する。
この種の既知のエンジン、例えば、現在発射装置に使用されているＬＯＸ−ＬＨ２あるいはＬＯＸ−ケロシン(灯油)・エンジンでは、酸化剤推進剤と燃料推進剤とが上記のエンジンの燃焼室に別個に噴射され、これらの推進剤が上記の燃焼室で混合される。
これらの既知のエンジンでは、上記の混合物での推進剤の混合割り合いを変化せずに推進剤の供給で比較的大きな圧力変化を起こすことは難しいということから、そのような供給圧力変化により生じる推力の可能な調節は比較的小さい。事実、約１０から２０％の推力調節を得ることがかろうじて可能である。
本発明の目的はこの欠点を解消することである。
このため、本発明に係る、エンクロージャ(格納装置)に含まれている噴射手段により極低温液体推進燃料を宇宙用推進エンジンに供給する方法は
− 燃料推進剤と酸化剤推進剤とを上記のエンクロージャの上流で一定圧で混合して、混合物を形成し、
− この混合物をエンクロージャの開口を介してエンクロージャに供給し、
− 上記の推進剤混合物を上記のエンクロージャから上記の燃焼室へ一定圧で噴射するため、上記の噴射された混合物の流量率を変化できる噴射手段が選択され、
− 上記のエンジンを作動させる際は、上記の推進剤混合物が、上記燃焼室から出て行く時の速度が超音速速度に達した後でのみこの混合物は上記の燃焼室内で点火される
ことを特徴とする。
よって、本発明によれば、エンジンの推力は上記の推進剤噴射手段の供給圧力を変化させること無く、噴射された混合物の流量率を変化させることによりかなり変化できる。この混合は噴射前に起こるので、燃料推進剤／酸化剤推進剤との割合は、上記の噴射手段による混合物の圧力降下ならびにこの噴射手段により噴射された混合物の流量率に関係なく噴射された混合物では一定である。
勿論、後で分かるように、上記噴射手段のジオメトリ(可変幾何図形的配置)は広い流量率範囲に亘って、上記の燃焼室での上記混合物の良い燃焼安定性を維持するのに混合物の圧力降下が確実に十分になるように設計されている。
上記の推進剤は同じような液化温度と液化圧力とを有するものから選択されるのが望ましい。例えば、燃料推進剤は液体メタンであり、酸化剤推進剤は液体酸素である。
安全のため、上記のエンジンを作動させる際は、推進剤の混合物が噴射手段を出る際に超音速速度に達した後でのみ、この混合物は上記の燃焼室内で点火される。
本発明による方法を実施するため、燃料推進剤タンクと、酸化剤推進剤タンクと、これらのタンクを一定の圧力に加圧するための手段とからなる装置を用いることができ、この装置では、
− 上記の燃料推進剤と上記の酸化剤推進剤とを一定の圧力で混合するための手段が上記のエンクロージャの上流に設けられており、
− 連通手段が上記の混合手段と上記のエンクロージャの開口(オリフィス)とを連結し、
− 上記の噴射手段が一定圧で噴射された混合物の流量率を変化できる。
上記の噴射手段は複数個の針を含み、この針の各々は較正貫通孔と協働する。これら複数個の針は第１プレート(板)により支持され、対応する複数個の較正貫通孔が第２プレートに作製されており、上記の第１プレートと第２プレートとの間で相対的移動させるための手段が設けられており、これによりそれらの間の距離は増減される。
特に２つの推進剤が同じような液化温度と液化圧力とを有する場合、上記の２つの推進剤タンクを一定圧で加圧する手段はそれらに共通であることが望ましい。
上記のエンジンが上記の燃焼室の周囲の冷却回路を含む通常の場合、上記の混合物は上記の冷却回路を介して上記のエンクロージャに供給されるのが望ましい。
混合手段は確実に２つの推進剤を乱流状に混合する。この手段は上記のエンジンの外側でもよく、この場合、熱源、例えば、燃焼室に熱結合させ、混合物の温度が、噴射手段の供給圧では上記の推進剤のいずれも、上記の混合手段を退去させる際固体相に確実に入らないようなものにするのが望ましい。よって、好ましい実施例では、上記の燃焼室周囲の冷却回路はそれ自体上記の混合手段を形成する。
任意で、推進剤の混合物がパイプ(管)内に固体相が無いことを保証する温度に維持されている条件で推進剤噴射手段の供給圧を増加するポンプを設けてもよい。
図示されている本発明を実現させる、宇宙用推進エンジンとこのエンジンに極低温液体燃料を供給する装置の部分概略図である。 図１に対応する図であって、推進剤の混合手段の一実施例を示す。 本発明に係る、推進剤の混合物を噴射する手段の部分概略図である。
添付の図により本発明がどのように実施されるかが明確に理解される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１及び図２は燃焼室(１)による宇宙用推進エンジンを部分的に略示し、この燃焼室(１)には推進剤噴射手段(２)とガス排出ノズル(３)とが設けられており、周囲の冷却回路(４)により冷却される。
推進剤噴射手段(２)はエンクロジャ(格納装置)(５)からなり、これに上記の周囲の冷却回路(４)が(６)の所でエンクロジャ(５)に突入している。このエンクロジャ(５)は複数個の較正貫通孔(８)が設けられているプレート(７)を介して燃焼室と連通しており、上記の較正貫通孔(８)は、例えば、同心円状あるいは幾列もの縦列状に分布している(図３参照)。加えて、エンクロジャ(５)はプレート(７)と少なくともほぼ平行で、作動器(10)、例えば、作動シリンダにより(双頭矢印Ｆにより象徴的に示されているように) これに近づいたりこれから遠ざかるように移動されるプレート(９)を含む。このプレート(９)はそのプレート(７)の方を向いた面に、上記の較正貫通孔(８)と対応して配置された複数個の針(11)を有し、各針(11)は１つの較正貫通孔(８)と協働してこの貫通孔(８)の流域を形成する。勿論この流域は作動器(10)の制御のもとで変化できる。
加えて、図１と図２とは酸化剤(例えば、液体酸素)推進剤タンク(12)と、燃料(例えば、液体メタン)推進剤タンク(13)と、この酸化剤推進剤と燃料推進剤とを共通且つ一定圧で加圧するための不活性ガスを含むタンク(14)とを示す。
図１に示されているシステムでは、タンク(12)と(13)から出ている出口ライン(15)と(16)とは、エンジン(１、２、３)の外側にあり、上記の推進剤の混合物を形成すると共にこの混合物をその出口ライン(18)を介して冷却回路(４)に送ることができる混合器(７)に結合されている。
図２に示されているシステムは混合器(17)を含んでいない。その代わりに、タンク(12)と(13)とから出てゆく出口ライン(15)と(16)とは較正された開口(19)、(20)にそれぞれを介して冷却回路(４)に別個に連結されている。よって、この場合、推進剤の混合は冷却回路(４)で行われる。
両方の場合、燃焼室(１)が冷却された後、推進剤の混合物はエンクロジャ(５)に一定圧で侵入し、可変流量率で噴射手段(７〜11)により上記の燃焼室(１)に噴射される。
図１から３に関する上記の説明により、本発明によるエンジンの推力(Ｐ)は噴射手段(７〜11)により推進剤の混合物の流量率を調節することにより調節できる。上記噴射手段に上記の混合物が供給される圧力は一定である。
(噴射手段での上記の混合物の速度は超音速であるが)燃焼室(２)内での推進剤の混合物の燃焼を開始するため、点火器(図示略)が例えばプレート(７)の中央あるいはその周囲に設けられている。
更に、混合物を噴霧し、全パワー時での燃焼の安定を確実にするため、プレート(７)の各較正貫通孔(８)は十分に大きい長さ(Ｅ)／直径(φ)の割合を有する。
１…燃焼室、４・18・19・20…連通手段(４…冷却回路、17・19・20…推進剤混合手段)、５…エンクロージャ(格納装置)、６…エンクロージャの開口、７・８・９・10・11…噴射手段(７…第２プレート、８…較正された貫通孔、９…第１プレート、10…移動手段、11…針)、12…酸化剤推進剤タンク、13…燃料推進剤タンク、14…タンク加圧手段、Ｆ…相対的移動方向。

Claims (8)

  1. 宇宙用推進エンジンの燃焼室(１)に、エンクロージャ(格納装置)(５)に含まれている噴射手段により極低温液体推進燃料を供給する方法であって、
    − 燃料推進剤と酸化剤推進剤とを上記のエンクロージャ(５)の上流で一定圧で混合して、混合物を形成し、
    − この混合物をエンクロージャ(５)の開口(６)を介してエンクロージャ(５)に供給し、
    − 上記の推進剤混合物を上記のエンクロージャ(５)から上記の燃焼室(１)へ一定圧で噴射するため、上記の噴射された混合物の流量率を変化できる噴射手段(７〜11)が選択され、
    − 上記のエンジンを作動させる際は、上記の推進剤混合物が、上記燃焼室から出て行く時の速度が超音速速度に達した後でのみこの混合物は上記の燃焼室(１)内で点火される
    ことを特徴とする宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する方法。
  2. 上記の燃料推進剤と酸化剤推進剤とが同じような液化温度と液化圧力とを有することを特徴とする請求項１に記載の宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する方法。
  3. 燃料推進剤が液体メタンであり、酸化剤推進剤が液体酸素であることを特徴とする請求項２に記載の宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する方法。
  4. 燃焼室(１)とその燃焼室(１)の周囲の冷却回路(４)とを備えた宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する装置であって、
    上記の推進剤がエンクロージャ(格納装置)(５)に含まれている噴射手段により上記燃焼室(１)内へ噴射され、上記の装置が燃料推進剤タンク(13)と、酸化剤推進剤タンク(12)と、これらのタンク(12、13)を一定の圧力に加圧するための手段(14)とからなり、
    − 上記の燃料推進剤と上記の酸化剤推進剤とを一定の圧力で混合するための手段(17)が上記のエンクロージャ(５)の上流に設けられており、
    − 上記の推進剤混合物をエンクロージャ(５)に供給するために、上記の冷却回路(４)が上記の混合手段(17)と上記のエンクロージャ(５)の開口(６)とを連結し、
    − 上記の噴射手段(７〜11)が一定圧で噴射された混合物の流量率を変化できることを特徴とする宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する装置。
  5. 上記の噴射手段は複数個の針(11)を含み、この針の各々は較正された貫通孔(８)と協働することを特徴とする請求項４に記載の宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する装置。
  6. これら複数個の針(11)は第１プレート(９)により支持され、複数個の較正された貫通孔(８)が第２プレート(７)に作製されており、上記の第１プレート(８)と第２プレート(７)との間で相対的移動(Ｆ)をさせるための手段(10)が設けられており、これによりそれらの間の距離は増減されることを特徴とする請求項５に記載の宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する装置。
  7. 上記の推進剤の混合用手段(17)が上記エンジンの外側にあることを特徴とする請求項４〜６のいずれか１項に記載の宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する装置。
  8. 上記の冷却回路(４)が上記の混合手段を形成することを特徴とする請求項４〜７のいずれか１項に記載の宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する装置。
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