JP5184500B2 - 高温ガスチャンバ - Google Patents

Description

本発明は請求項１の前提部分に記載した種類の高温ガスチャンバに関するものであり、この高温ガスチャンバは特に、例えばロケットエンジンのように高温ガス流を噴射するエンジンの燃焼室などとして用いられる高温ガスチャンバである。

燃焼室を冷却する冷却機構は燃焼室壁体に設けられており、この冷却機構は一般的に、高温の燃焼ガスに曝される燃焼室壁体の温度を、燃焼室が十分な長さの動作寿命を保てるような低い温度に維持することを目的としている。ただし、再生冷却式エンジンのような特殊な型式のロケットエンジンでは、更に、冷却機構への熱入力が大きくなるようにすることが望まれており、その理由は、その種のロケットエンジンでは、冷却機構に吸収される熱量が、ロケットエンジンの動作効率を向上させるために利用されており、より具体的には、例えば推進剤ポンプを駆動するためなどに利用されているからである。

推進剤ポンプとしては、例えばターボポンプなどが使用される。推進剤の全体のうちの一部がそのポンプを駆動するために利用され、駆動に利用された推進剤は、残りの部分である本体部分の推進剤と共に燃焼室へ供給される。これはエキスパンダー方式と呼ばれており、この方式を採用している場合には、冷却機構に吸収される熱量が大きいほどロケットエンジンの動作効率が向上する。

燃焼室壁体の温度は、液体推進剤によって冷却されることによって、強力に低下させられ、その結果、燃焼室壁体の内表面の温度が大きく低下するため、燃焼室壁体に沿って流れる高温ガス流に曝される領域に、燃焼生成物である水の凝縮が発生する。

燃焼室の内壁は高い熱伝導率を有することが要求されるため、多くの場合、銅で構成されており、その銅製の内壁の表面に、凝縮水によって水膜が形成される。この水膜は、燃焼室内の高温ガスから冷却流路内を流れている冷却媒体への熱伝達を阻害する。更に加えて、この水膜は、燃焼室の内壁面から剥がれ、高温ガスに煽られて飛散し、燃焼室の下流側に連なるノズルの内壁に衝突する。燃焼室の内壁から次々と剥がれる水膜は、極端な場合には水の噴流を形成し、その噴流がノズルの内壁に衝突するため、その結果、ノズルの内壁を構成している材料に大きな熱応力が作用する。しかも、ノズルの内壁は、例えばセラミック材料などで形成されている。ノズルの内壁に水膜が衝突することにより引き起こされるノズルの内壁の局部的冷却作用によって、ノズルの内壁を構成している材料が損傷するおそれがあり、より具体的には、例えばその材料に亀裂が生じるおそれがある。

従って本発明の課題は、前述した種類の高温ガスチャンバにおいて、燃焼室の内壁に水が凝縮することによって引き起こされる高温ガスと冷却媒体との間の熱伝達能力の低下を軽減し、且つ、下流側に連なるノズルが凝縮液の衝突により損傷するおそれを軽減することにある。

上記課題は、請求項１に記載した特徴を備えた高温ガスチャンバによって解決される。

前記燃焼室に臨む前記燃焼室壁体の前記内表面は、その少なくとも一部領域が、当該内表面上における液膜状凝縮の発生を回避するように構成されていることから、燃焼室壁体の当該領域に発生する凝縮は、液膜状凝縮として発生するのではなく、液滴状凝縮として当該領域に発生する。このように液滴状凝縮が発生することにより、燃焼室内の高温ガスと冷却流路内の冷却媒体との間の熱伝達能力が大いに向上する。更に加えて、これによって燃焼室壁体の内表面上に形成される凝縮液の液滴は、液膜状凝縮が発生する場合に形成される連続した滑らかな水膜と比べて、燃焼室内を高速で流れる高温ガス流にとっての攻撃対象表面（高温ガス流の流動作用の影響を受ける表面）が、格段に大きな面積を有するものとなる。そのため、本発明によって形成される凝縮液の液滴は、高温ガス流に煽られて霧状となって飛散し、その結果として、燃焼室の下流側に連なるノズルの内壁の特定部位に水膜が衝突するようなことは最早あり得ず、いわんや、水の噴流が衝突することなどは全くあり得ないものとなっている。

前記内表面のうちの前記燃焼室の流路断面狭隘部より下流側の領域が、液膜状凝縮の発生を回避するように構成されているようにすることが望ましい。この領域は燃焼室喉部の下流側の領域であり、従来の構成では特に、この領域において液膜状凝縮が発生したことにより形成された水膜が剥がれて、その剥がれた水膜が高温ガス流に煽られてノズルの内壁に衝突することは避けようがないものとされていた。これに対して本発明のように当該領域の内表面を、液膜状凝縮の発生を回避するように構成するならば、それによって、比較的大量の凝縮液から成る液塊が剥がれるという事態が発生するおそれを回避することができる。

前記燃焼室に臨む前記燃焼室壁体の前記内表面は、その少なくとも一部領域が、液膜状凝縮の発生を回避するべく撥水性を有するように形成されているようにすると、特に有利である。燃焼室壁体の内表面を撥水性を有するように形成することは、当該領域において凝縮液の液膜が形成されることがなく、常に凝縮液の液滴が形成されるようにするための特に有利な手段を提供するものであり、形成される凝縮液の液滴は、形成の直後に高温ガス流に煽られて霧状となって飛散する。

更に、撥水性を有するように形成された前記内表面の前記領域が、撥水性コーティング層を備えているようにすると有利である。この種のコーティング層としては、様々な方法で形成される数々のものが広く知られているが、ただしこの場合のコーティング層は、高温安定性を有し、十分に長い寿命を有するものでなければならない。その具体例を挙げるならば、例えば、いわゆるロータス効果が得られるようなコーティング層などがある。

また、前記燃焼室壁体の前記内表面のうちの、前記撥水性コーティング層の下に位置する領域の内表面が、前記燃焼室壁体の、撥水性コーティング層を備えていない領域の内表面と比べて、より大きな表面粗さを有するようにすると、特に効果的である。またその場合に、撥水性コーティング層を形成するのに先立って、燃焼室壁体の内表面の表面粗さを、撥水性を有するように形成すべき領域において増大させるようにするとよい。このようにして、いわゆる「超撥水性」を有するように形成した燃焼室液体の領域は、液膜層の形成を特に効果的に阻止するものとなる。

以下に、本発明の好適な実施の形態と、それに付随する具体的な細部構造、並びに更なる利点について、添付図面を参照しつつ更に詳細に説明して明らかにして行く。

エキスパンダー方式の再生冷却方式を採用したロケットエンジンを示した図である。 図１中の部分領域ＩＩに対応した拡大断面図である。 図２中の部分領域ＩＩＩに対応した、図２に示した燃焼室壁体の一部領域の断面図であり、併せて凝縮液の液滴を拡大して示した図である。 図３ａに示した領域に対応した領域であるが、ただし、その表面が撥水性を有するように構成されていない従来の燃焼室壁体の領域を示しており、併せて凝縮液の液膜を示した図である。

図１に具体例として、ある特定の種類のロケットエンジンを示した。このロケットエンジンは、予燃焼を行わないメインストリーム方式で動作するロケットエンジンであり、また、いわゆるエキスパンダー方式のロケットエンジンである。そして、推進剤ポンプ２の第１供給配管１へ、第１推進剤（例えば液体水素）が供給されている。この推進剤ポンプ２から、第１推進剤を冷却機構へ供給するための配管３が分岐しており、その冷却機構は、このロケットエンジンの燃焼室４の壁体を冷却する（場合によっては併せて推力ノズル５も冷却する）ための機構である。また、その基本的冷却作用は、第１推進剤に、燃焼室４から（場合によっては併せて推力ノズル５からも）熱を吸収させるというものである。更に別の配管７が、第１推進剤を燃焼室から搬出しており、第１推進剤が搬出されることによって、この第１推進剤に蓄えられた熱エネルギも共に燃焼室から搬出される。その熱エネルギはタービン６を駆動するために利用され、タービン６は推進剤ポンプ２を駆動する。タービン６を駆動した後の第１推進剤は、配管８を介してロケットエンジンの噴射注入ヘッド９へ供給され、そして、燃焼室４の中へ噴射注入されて燃焼する。また、第２推進剤（例えば液体酸素）が、推進剤ポンプ２を通過した後に、配管１０を介して噴射注入ヘッド９へ直に供給されるようにしてあり、この第２推進剤も同様にして燃焼室の中へ噴射注入される。

以上に説明したロケットエンジンにおいては、このロケットエンジンの動作効率を可及的に高めるためには、その燃焼室圧力を可及的に上昇させる必要があり、また、そうするためには、第１推進剤が冷却機構の中を貫流する際に可及的に多くの熱を吸収できるようにして、タービンへ流入する時点での第１推進剤の温度が可及的に高温となるようにし、もって、推進剤ポンプへ供給される推進剤を強力に圧縮できるようにする必要がある。

図２の断面図は、具体例としての燃焼室４の構造を詳細に示した図である。燃焼室４は断面狭隘部１１を備えており、この断面狭隘部は一般的に燃焼室喉部と呼ばれている部分である。燃焼室壁体１５の内部に多数の冷却流路１４が形成されており、それら冷却流路１４の中を冷却媒体が貫流するようにしてある。この冷却媒体は、上述した具体例の場合では第１推進剤である。冷却流路１４は、燃焼室壁体１５の内表面１２’の背面側に、即ち、高温ガス側とは反対側に形成されている。また、燃焼室壁体１５は、燃焼室４に臨む内表面１２’を有する内層１２と、外層１３とで構成されており、冷却流路１４はそれら内層１２と外層１３との間に形成されている。

燃焼室壁体１５の内層１２は、燃焼室４の中を推力ノズル５へ向かって流れる高温ガス流の流動方向Ｓに関して燃焼室喉部１１より下流側の領域に、撥水性コーティング層１６を備えている。燃焼室壁体１５の当該領域の内表面１２”には、粗面加工が施されていてその表面粗さが増大しており、撥水性コーティング層１６はこの表面粗さの大きな内表面１２”の上に形成されている。燃焼室壁体１５の内表面のうちの、撥水性コーティング層１６の下に位置する領域の内表面１２”の表面粗さは、燃焼室壁体１５の、撥水性コーティングを備えていない領域、例えば燃焼室喉部１１よりも上流側の領域の内表面１２’の表面粗さと比べて、明確により大きな表面粗さとされている。

燃焼室壁体１５に撥水性コーティング層１６を形成することに代えて、燃焼室壁体１５の内表面に撥水性を付与することのできるその他の様々な表面加工を、燃焼室壁体１５に施すようにしてもよい。

図３ａは、図２中の部分領域ＩＩＩにおける燃焼室壁体１５を示した図である。燃焼室壁体１５の内層１２は、当該領域に、撥水性コーティング層１６を備えている。燃焼室壁体１５の内面側においてこの撥水性コーティング層１６の表面に凝縮が発生し、その凝縮液によって多数の微細な液滴１７が形成される。それら微細な液滴１７の各々の自由表面１７’は、その表面をかすめて流れる高温ガス流にとっての攻撃対象表面（高温ガス流の流動作用の影響を受ける表面）を提供しており、しかもその攻撃対象面は十分に大きな面積を持つものであるため、凝縮により形成された微細な液滴は、高温ガスに煽られて霧状となって飛散する。

図３ｂは、撥水性コーティング層が形成されていない従来の燃焼室における燃焼室壁体の対応領域を示した図である。内層１２の内表面は親水性であり、その内表面上に凝縮液の液膜１８が形成されている。そのため、この液膜１８の表面をかすめて流れる高温ガス流から受ける力によって、広い領域の液膜が一気に剥がれるおそれがあり、また、その剥がれた液膜は、比較的大量の凝縮液から成る液塊のまま、下流側に連なる推力ノズル５の内表面に撃突するおそれがある。

特許請求の範囲、明細書、及び図面に使用した参照符号は、本発明の理解を容易にすることのみを目的としたものであり、それら参照符号によって権利範囲が限定されるものではない。

４ 燃焼室
１１ 断面狭隘部
１２’、１２” 内表面
１４ 冷却流路
１５ 燃焼室壁体
１６ 撥水性コーティング層

Claims (6)

1. 燃焼室壁体（１５）を備え、該燃焼室壁体が、内表面（１２’、１２”）と、該内表面の外側に設けられた冷却流路（１４）とを備えている、高温ガスチャンバにおいて、
   前記燃焼室（４）に臨む前記燃焼室壁体（１５）の前記内表面（１２’、１２”）は、その少なくとも一部領域が撥水性を有するように形成され、液膜状凝縮の発生を回避し、凝縮液の液滴が形成されることを促進するように構成されていて、凝縮液の液滴が前記燃焼室内にて高温ガス流により霧状になるように構成される、ことを特徴とする高温ガスチャンバ。
2. 前記燃焼室（４）の流路断面狭隘部（１１）より下流側の前記内表面（１２”）の領域が、液膜状凝縮の発生を回避するように構成されていることを特徴とする請求項１記載の高温ガスチャンバ。
3. 撥水性を有するように形成された前記内表面（１２”）の前記領域が、撥水性コーティング層（１６）を備えていることを特徴とする請求項１又は２記載の高温ガスチャンバ。
4. 前記燃焼室壁体（１５）の前記内表面のうちの、前記撥水性コーティング層（１６）の下に位置する領域の内表面（１２”）が、前記燃焼室壁体（１５）の、撥水性コーティング層を備えていない領域の内表面（１２’）と比べて、より高い表面粗さを有することを特徴とする請求項３記載の高温ガスチャンバ。
5. 前記高温ガスチャンバは、高温ガス流を噴射するエンジンの燃焼室であることを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１項に記載の高温ガスチャンバ。
6. 前記エンジンはロケットエンジンである請求項５記載の高温ガスチャンバ。

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