JP5736827B2 - Nozzle extension - Google Patents
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Description
本発明は、ロケットエンジンにおけるノズルエクステンションに関する。 The present invention relates to a nozzle extension in a rocket engine.
液体ロケットは、推進剤の燃料と酸化剤とをそれぞれタンクから燃焼室へと送り込み、そこで燃焼させて発生した高温のガスを、ノズルエクステンション（ノズル）から噴射することで推力を得るロケットである。このような液体ロケットにおけるロケットエンジンは、燃焼室とノズルエクステンションとを備え、前記したように燃焼室で発生させた高温のガスを、ノズルエクステンションから噴射するようにしている（例えば、特許文献１、特許文献２、特許文献３参照）。 A liquid rocket is a rocket that obtains thrust by sending propellant fuel and oxidant from a tank to a combustion chamber and injecting high-temperature gas generated by combustion from the nozzle extension (nozzle). A rocket engine in such a liquid rocket includes a combustion chamber and a nozzle extension, and as described above, the high-temperature gas generated in the combustion chamber is injected from the nozzle extension (for example, Patent Document 1, (See Patent Document 2 and Patent Document 3).
したがって、ノズルエクステンションは、燃焼室からの高温燃焼ガスを膨張させて推力を発生させるため、高熱負荷に対応可能となっている必要がある。そこで、従来では以下に示すような手法を採用することで、高熱負荷に対応している。
（１）Ｎｂ合金（ニオブ合金）やカーボン繊維等の特殊な材料で、ノズルエクステンションを形成する。
（２）多数の金属チューブによってノズルエクステンション全体を形成し、該金属チューブの内部に冷却ガスを流すチャネル構造としたり、ノズルエクステンションの内部に冷却ガスを流すダンプ冷却構造とする。
Therefore, since the nozzle extension generates a thrust by expanding the high-temperature combustion gas from the combustion chamber, it needs to be able to cope with a high heat load. Therefore, conventionally, the following method is adopted to cope with a high heat load.
(1) The nozzle extension is formed of a special material such as Nb alloy (niobium alloy) or carbon fiber.
(2) The entire nozzle extension is formed by a large number of metal tubes, and a channel structure in which a cooling gas flows into the metal tube or a dump cooling structure in which a cooling gas flows into the nozzle extension is used.
しかしながら、前記（１）に示した手法では、特殊な材料であることからそのコストが非常に高く、入手も困難であるといった課題がある。
また、前記（２）に示した手法では、一般的なＳＵＳ系の材料を用いて製造できるものの、構造が複雑になることから、製造コストが非常に高くなってしまうといった課題がある。
さらに、近年ではロケットエンジンのさらなる高性能化が求められ、これに伴ってロケットエンジンはより高負荷になる傾向にある。特に、熱的条件がより過酷になりつつあり、したがってこのような熱的条件に対応し、しかもコストの低減化を可能にしたノズルエクステンションが求められている。
However, the method shown in the above (1) has a problem in that it is a special material, so its cost is very high and it is difficult to obtain.
Further, although the method shown in (2) can be manufactured using a general SUS-based material, there is a problem that the manufacturing cost becomes very high because the structure becomes complicated.
Furthermore, in recent years, further improvement in performance of rocket engines has been demanded, and accordingly, rocket engines tend to have higher loads. In particular, thermal conditions are becoming more severe, and therefore, there is a need for a nozzle extension that can cope with such thermal conditions and can reduce the cost.
本発明は前記事情に鑑みてなされたもので、その目的とするところは、熱的負荷に対応することができ、しかもコストの低減化を可能にした、ノズルエクステンションを提供することにある。 The present invention has been made in view of the above circumstances, and an object of the present invention is to provide a nozzle extension that can cope with a thermal load and can reduce the cost.
本発明のノズルエクステンションは、ロケットエンジンの燃焼室に接続されるノズルエクステンションであって、前記燃焼室に接続するノズル入口側開口部に、その開口縁から外側（ノズル断面の半径方向外側を指す。以下同様）に張り出すステップ部が設けられ、前記ステップ部の外側端からノズル出口側にかけて、その内面が外側に膨らみつつ拡径してなることを特徴としている。 The nozzle extension of the present invention is a nozzle extension that is connected to a combustion chamber of a rocket engine, and refers to the nozzle inlet-side opening connected to the combustion chamber from the opening edge to the outside (radially outside the nozzle cross section). A step portion that projects in the same manner is provided, and the inner surface of the step portion is expanded from the outer end of the step portion to the nozzle outlet side while expanding outward.
このノズルエクステンションは、ステップ部の外側端すなわちノズル入口側から、ノズル出口側にかけて、その内面が外側に膨らみつつ拡径し、これによって燃焼室からの高温燃焼ガスを膨張させているので、ノズル出口側に行くにしたがって熱的負荷が小さくなり、逆にノズル入口側で最も熱的負荷が大きくなる。つまり、従来では燃焼室から流入する燃焼ガスは、膨張し始める最初で、したがって最も高温の状態で、ノズルエクステンションのノズル入口側における内面に接触していた。 This nozzle extension is expanded from the outer end of the step part, that is, from the nozzle inlet side to the nozzle outlet side, while the inner surface swells outward, thereby expanding the high-temperature combustion gas from the combustion chamber. The thermal load decreases as going to the side, and conversely, the thermal load increases most on the nozzle inlet side. In other words, conventionally, the combustion gas flowing in from the combustion chamber is in contact with the inner surface of the nozzle extension on the nozzle inlet side at the beginning of expansion and, therefore, at the highest temperature.
しかし、このノズルエクステンションでは、燃焼室に接続するノズル入口側開口部に、その開口縁から外側に張り出すステップ部が設けられているので、燃焼室から流入する最も高温のガスは、ノズルエクステンションのノズル入口側に直接接触することなく、前記ステップ部から離れた位置でノズルエクステンションの内面に接触するようになる。すると、燃焼ガスは、その膨張がある程度進んでいることで、ノズルエクステンションの内面に接触した際にはその温度が低下しており、したがってノズルエクステンションは、燃焼ガスから受ける熱的負荷が軽減されるようになる。 However, in this nozzle extension, the nozzle inlet side opening connected to the combustion chamber is provided with a step portion that protrudes outward from the edge of the opening, so that the hottest gas flowing in from the combustion chamber is absorbed by the nozzle extension. It comes into contact with the inner surface of the nozzle extension at a position away from the step portion without directly contacting the nozzle inlet side. Then, since the expansion of the combustion gas has progressed to some extent, the temperature of the combustion gas decreases when it comes into contact with the inner surface of the nozzle extension. Therefore, the thermal stress received from the combustion gas is reduced. It becomes like this.
本発明のノズルエクステンションによれば、特殊な材料や複雑な冷却構造を採用することなく、前記したように燃焼ガスから受ける熱的負荷が軽減されるように構成されているので、コストの低減化が可能になり、しかも熱的条件がより過酷になったロケットエンジンにも対応可能なものとなる。 According to the nozzle extension of the present invention, since the thermal load received from the combustion gas is reduced as described above without employing a special material or a complicated cooling structure, the cost can be reduced. In addition, it will be able to handle rocket engines with more severe thermal conditions.
以下、本発明のノズルエクステンションについて詳しく説明する。なお、以下の説明に用いる各図面では、各部材を認識可能な大きさとするため、各部材の縮尺を適宜変更している。
図１は、本発明に係るノズルエクステンションを備えたロケットエンジンの概略構成図である。図１において符号１はロケットエンジンであり、このロケットエンジン１は、燃焼室２とこれに接続するノズルエクステンション３とを備えて構成されている。
Hereinafter, the nozzle extension of the present invention will be described in detail. In each drawing used for the following description, the scale of each member is appropriately changed to make each member a recognizable size.
FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a rocket engine provided with a nozzle extension according to the present invention. In FIG. 1, reference numeral 1 denotes a rocket engine. The rocket engine 1 includes a combustion chamber 2 and a nozzle extension 3 connected to the combustion chamber 2.
燃焼室２は、インジェクションＩに接続して配置されたもので、インジェクションＩから供給される燃料と酸化剤とを燃焼させるものである。この燃焼室２は、その下流側、すなわちインジェクションＩ側と反対の側が略円筒状に形成されており、その内面が、一旦縮径した後漸次拡径し、これによって燃焼ガスの膨張を可能にしている。 The combustion chamber 2 is connected to the injection I and burns the fuel and oxidant supplied from the injection I. The combustion chamber 2 is formed in a substantially cylindrical shape on the downstream side, that is, on the side opposite to the injection I side. The inner surface of the combustion chamber 2 is once reduced in diameter and then gradually expanded, thereby allowing the combustion gas to expand. ing.
ノズルエクステンション３は、本発明に係る例となるもので、燃焼室２の出口側開口縁にフランジを介したボルト接合で接続されたものであり、一般的なＳＵＳ系の材料によって製造された略円筒状のものである。このノズルエクステンション３は、燃焼室２から流入してきた高温・高圧の燃焼ガスを膨張させ、推力を発生させる機能を有するものである。図２（ａ）の一部切欠断面図に示すようにノズルエクステンション３は、燃焼室２に接続するノズル入口側開口部４を有し、その開口縁４ａが前記燃焼室２の出口側開口縁に接続されたもので、このノズル入口側開口部４には、その開口縁４ａから外側に張り出すステップ部５が形成されている。 The nozzle extension 3 is an example according to the present invention , and is connected to the outlet side opening edge of the combustion chamber 2 by a bolt joint via a flange, and is an abbreviation manufactured by a general SUS material. It is cylindrical. This nozzle extension 3 has a function of expanding the high-temperature and high-pressure combustion gas flowing in from the combustion chamber 2 to generate thrust. As shown in the partially cutaway sectional view of FIG. 2A, the nozzle extension 3 has a nozzle inlet side opening 4 connected to the combustion chamber 2, and the opening edge 4 a is the outlet side opening edge of the combustion chamber 2. The nozzle inlet side opening 4 is formed with a step portion 5 projecting outward from the opening edge 4a.
このステップ部５は、前記開口縁４ａから、後述するような長さ及び角度で外側に張り出したものである。そして、このステップ部５の外側端５ａには、略円筒状のノズル本体部６が一体に形成されている。このノズル本体部６は、従来と同様にその入口側からノズル出口７側にかけて、その内面が外側に膨らみつつ拡径して形成されている。ここで、このノズル本体部６は、図２（ｂ）に示す従来のノズルエクステンション２０とほぼ同じ形状をしている（ただし、寸法は異なる）。 The step portion 5 is projected outward from the opening edge 4a at a length and an angle as will be described later. A substantially cylindrical nozzle body 6 is integrally formed at the outer end 5 a of the step portion 5. The nozzle main body 6 is formed in such a manner that its inner surface swells outward while expanding from the inlet side to the nozzle outlet 7 side as in the prior art. Here, the nozzle body 6 has substantially the same shape as the conventional nozzle extension 20 shown in FIG. 2B (however, the dimensions are different).
すなわち、従来のノズルエクステンション２０は、その内面が、できるだけ段差が無いように滑らかに拡径するよう形成されている。このように段差無く滑らかに形成されることにより、その内部を流れる燃焼ガスには乱れが生じないようになっており、燃焼ガスに生じる損失が最小限に抑えられるようになっている。 That is, the conventional nozzle extension 20 is formed so that the inner surface thereof is smoothly expanded so that there is no step as much as possible. By being smoothly formed in this way, the combustion gas flowing through the interior is prevented from being disturbed, and the loss generated in the combustion gas is minimized.
そして、本例におけるノズル本体部６も、図２（ａ）に示すように基本的に従来のノズルエクステンション２０と同様の形状に形成されており、その内面が段差無く滑らかに形成されることにより、燃焼ガスに生じる損失が最小限に抑えられるようになっている。すなわち、ノズル本体部６はその内側面が、配管等との接続部が形成されておらず、したがって開口部を有していない連続した面となっており、これによってその内部を流れる燃焼ガスの乱れが抑えられ、損失の増加が防止されている。 The nozzle body 6 in this example is basically formed in the same shape as the conventional nozzle extension 20 as shown in FIG. 2A, and its inner surface is smoothly formed without a step. The loss caused to the combustion gas is minimized. That is, the inner surface of the nozzle main body 6 is not formed with a connection portion with a pipe or the like, and thus has a continuous surface without an opening, thereby the combustion gas flowing through the inside of the nozzle main body portion 6. Disturbances are suppressed and loss increases are prevented.
また、従来では図２（ｂ）に示したように、燃焼室２の下流側からノズルエクステンション２０にかけてほぼ段差無く連続して滑らかに拡径しているのに対し、本例のノズルエクステンション３は、図２（ａ）に示すようにステップ部５を形成していることで、燃焼室２との接続部（境界部）で急激に拡径している。したがって、燃焼ガスに生じる損失については増加し、その分、比推力についての性能低下は生じるものの、本例のノズルエクステンション３では、燃焼ガスから受ける熱的負荷については従来に比べ格段に軽減されている。 In addition, as shown in FIG. 2B, the diameter of the nozzle extension 3 of the present example is continuously and smoothly expanded from the downstream side of the combustion chamber 2 to the nozzle extension 20 with almost no step. Since the step portion 5 is formed as shown in FIG. 2A, the diameter is rapidly expanded at the connection portion (boundary portion) with the combustion chamber 2. Therefore, although the loss generated in the combustion gas increases and the performance of the specific thrust is reduced correspondingly, in the nozzle extension 3 of this example , the thermal load received from the combustion gas is remarkably reduced compared to the conventional case. Yes.
すなわち、従来では、図２（ｂ）中矢印Ｇで示すように燃焼室２から流入した燃焼ガスは、燃焼室２に対して段差無く連続して接続するノズルエクステンション２０の内面に接触しつつ、これに沿って出口側に流れる。ここで、ノズルエクステンション２０はその入口側から出口側にかけて、その内面が外側に膨らみつつ拡径し、これによって燃焼室２からの高温燃焼ガスを膨張させているので、燃焼ガスは出口側に行くにしたがってその温度が低下し、熱的負荷も小さくなる。逆に、燃焼ガスは入口側でその温度が最も高くなっているため、熱的負荷も最も大きくなっている。
つまり、従来では燃焼室２から流入した燃焼ガスが、膨張し始める最初で、したがって最も高温の状態で、ノズルエクステンション２０の入口側における内面に接触している。そのため、ノズルエクステンション２０が受ける熱的負荷は非常に大きくなっていた。
That is, conventionally, as indicated by an arrow G in FIG. 2B, the combustion gas flowing in from the combustion chamber 2 is in contact with the inner surface of the nozzle extension 20 that is continuously connected to the combustion chamber 2 without a step, It flows to the exit side along this. Here, the nozzle extension 20 expands from the inlet side to the outlet side while the inner surface swells outward, thereby expanding the high-temperature combustion gas from the combustion chamber 2, so that the combustion gas goes to the outlet side. Accordingly, the temperature decreases and the thermal load also decreases. Conversely, the combustion gas has the highest temperature on the inlet side, so the thermal load is also the largest.
That is, conventionally, the combustion gas flowing in from the combustion chamber 2 is in contact with the inner surface on the inlet side of the nozzle extension 20 at the beginning of expansion, and therefore at the highest temperature. Therefore, the thermal load that the nozzle extension 20 receives is very large.
これに対して本例のノズルエクステンション３では、図２（ａ）に示すようにステップ部５を形成しているため、図２（ａ）中矢印Ｇで示すように燃焼室２から流入する燃焼ガスは、ノズル本体部６のノズル入口側に直接接触することなく、ステップ部５から離れた下流側の位置で、初めてノズルエクステンション３の内面に接触するようになる。 On the other hand, in the nozzle extension 3 of this example , since the step portion 5 is formed as shown in FIG. 2A, the combustion flowing from the combustion chamber 2 as shown by the arrow G in FIG. The gas comes into contact with the inner surface of the nozzle extension 3 for the first time at a downstream position away from the step portion 5 without directly contacting the nozzle inlet side of the nozzle body 6.
したがって、燃焼ガスは、ノズルエクステンション３の内面に接触した際にはその膨張がある程度進んでいるため、その温度は、ノズルエクステンション３内に流入した直後より低下していることになる。これにより、ノズルエクステンション３は、前記したように燃焼ガスから受ける熱的負荷が、従来に比べ格段に軽減されたものとなる。 Therefore, when the combustion gas comes into contact with the inner surface of the nozzle extension 3, the combustion gas has progressed to some extent, so that the temperature is lower than that immediately after flowing into the nozzle extension 3. Thereby, as described above, the thermal load received from the combustion gas is remarkably reduced in the nozzle extension 3 as compared with the related art.
このような、燃焼ガスによる熱的負荷を軽減するステップ部５について、シミュレーションによる解析を行った。この解析では、ノズルエクステンション３として、入口側開口の半径ｒが２０ｃｍ、ノズル出口の半径が８０ｃｍのものについて行った。
その結果、図２（ｃ）に示すようにノズル入口側開口部４の開口縁４ａから外側端５ａまでの長さＬが、図２（ａ）に示す入口側開口の半径ｒの１０％以上３０％以下であるのが好ましく、１０％以上１５％以下であるのがより好ましいことが分かった。すなわち、前記寸法のノズルエクステンション３においては、ステップ部５の長さＬは、２０ｍｍ以上６０ｍｍ以下であるのが好ましく、２０ｍｍ以上３０ｍｍ以下であるのがより好ましいことが分かった。
Such a step portion 5 for reducing the thermal load caused by the combustion gas was analyzed by simulation. In this analysis, a nozzle extension 3 having an inlet side opening radius r of 20 cm and a nozzle outlet radius of 80 cm was used.
As a result, as shown in FIG. 2C, the length L from the opening edge 4a of the nozzle inlet side opening 4 to the outer end 5a is 10% or more of the radius r of the inlet side opening shown in FIG. It was found that it was preferably 30% or less, and more preferably 10% or more and 15% or less. That is, in the nozzle extension 3 having the above dimensions, the length L of the step portion 5 is preferably 20 mm or more and 60 mm or less, and more preferably 20 mm or more and 30 mm or less.
ここで、このようなステップ部５の好ましい長さＬを決定した基準は、燃焼ガスが流入することで生じるノズルエクステンション３での最大高温部が、所定温度以下であること、及び、ステップ部５を形成することで燃焼ガスに生じる損失が、より少ないこととした。なお、本例では所定温度として、ＳＵＳ等の一般的な耐熱金属が溶融することなく耐え得る７００℃を採用した。そして、このように所定温度以下であり、かつ損失が少なくしたがって比推力（＝推力／推薬流量）の低下が少ないステップ部５の長さＬが、前記したような範囲となった。 Here, the criteria for determining such a preferable length L of the step portion 5 are that the maximum high temperature portion in the nozzle extension 3 caused by the inflow of combustion gas is equal to or lower than a predetermined temperature, and the step portion 5 The loss generated in the combustion gas due to the formation of is reduced. In this example, a predetermined temperature of 700 ° C. that can withstand a general refractory metal such as SUS without melting is adopted. And the length L of the step part 5 which is below the predetermined temperature and has a small loss and therefore a small decrease in the specific thrust (= thrust / propellant flow rate) is in the above-described range.
すなわち、ステップ部５の長さＬが入口側開口の半径ｒの１０％未満であると、ノズルエクステンション３での最大高温部が所定温度（本例では７００℃）を超えるおそれが僅かに生じ、３０％を超えると、比推力の低下が許容される値より大きくなってしまうおそれがあるからである。また、１５％を超えると、比推力の低下が許容される範囲にはあるものの、比推力の要求値が高い場合に、これを満足できないおそれがあるからである。 That is, when the length L of the step portion 5 is less than 10% of the radius r of the inlet side opening, there is a slight possibility that the maximum high temperature portion in the nozzle extension 3 exceeds a predetermined temperature (700 ° C. in this example), This is because if it exceeds 30%, the reduction in specific thrust may be larger than the allowable value. On the other hand, if it exceeds 15%, there is a possibility that it cannot be satisfied when the required value of the specific thrust is high, although there is a range in which the reduction of the specific thrust is allowed.
また、ステップ部５の内面の、外側に張り出す角度については、図２（ｃ）に示すように燃焼室２におけるノズルエクステンション３側の内面の、入口側開口の開口縁４ａにおける法線Ｐ方向を０度とすると、−４５度以上０度以下、望ましくは−４５度以上−３５度以下であるのが好ましいことが分かった。なお、前記法線Ｐは、前記開口縁４ａにおける燃焼室２の内面の接線に直交する線であり、この法線Ｐより燃焼室２側をマイナス（−）側とし、ノズル本体部６側をプラス（＋）側としている。 As for the angle of the inner surface of the step portion 5 that projects outward, the normal P direction at the opening edge 4a of the inlet side opening of the inner surface of the combustion chamber 2 on the nozzle extension 3 side as shown in FIG. It was found that when the angle is 0 degree, it is preferably −45 degrees or more and 0 degrees or less, desirably −45 degrees or more and −35 degrees or less. The normal P is a line orthogonal to the tangent to the inner surface of the combustion chamber 2 at the opening edge 4a. The combustion chamber 2 side from the normal P is the minus (−) side, and the nozzle body 6 side is the side. Positive (+) side.
このようにステップ部５の内面の張り出し角度を−４５度以上０度以下とすると、前記したようにノズルエクステンション３での最大高温部が所定温度（本例では７００℃）以下になり、かつ、ステップ部５を形成することで燃焼ガスに生じる損失がより少なくなることが分かった。したがって、本例では、ステップ部５の長さＬを、入口側開口の半径ｒの１０％以上３０％以下、好ましくは１０％以上１５％以下とし、ステップ部５の内面の張り出し角度を−４５度以上０度以下とすることで、ノズルエクステンション３での最大高温部を所定温度（本例では７００℃）以下にし、かつ、ステップ部５を形成することで燃焼ガスに生じる損失をより少なくすることができる。 As described above, when the overhang angle of the inner surface of the step portion 5 is −45 degrees or more and 0 degrees or less, the maximum high temperature portion of the nozzle extension 3 is not more than a predetermined temperature (700 ° C. in this example) as described above, and It has been found that the loss generated in the combustion gas is reduced by forming the step portion 5. Therefore, in this example , the length L of the step portion 5 is 10% or more and 30% or less, preferably 10% or more and 15% or less of the radius r of the inlet side opening, and the protruding angle of the inner surface of the step portion 5 is −45. By setting the temperature to 0 ° or more and 0 ° or less, the maximum high temperature portion in the nozzle extension 3 is set to a predetermined temperature (700 ° C. in this example) or less, and the loss generated in the combustion gas is reduced by forming the step portion 5. be able to.
図３（ａ）は、本例に係るモデルの、ノズルエクステンション３での温度分布をシミュレーションした結果を示す図であり、図３（ｂ）は、従来のモデルの、ノズルエクステンション２０での温度分布をシミュレーションした結果を示す図である。図３（ｂ）に示すように従来のステップ部が無いモデルでは、燃焼室２から流入した燃焼ガスは膨張し始める最初の最高温状態でノズルエクステンション２０の入口内面に接触するため、ここでの温度は図３（ｂ）中Ｈで示すように高温な状態になる。 FIG. 3A is a diagram illustrating a simulation result of the temperature distribution at the nozzle extension 3 of the model according to the present example , and FIG. 3B is a temperature distribution at the nozzle extension 20 of the conventional model. It is a figure which shows the result of having simulated. As shown in FIG. 3B, in the model without the conventional step portion, the combustion gas flowing in from the combustion chamber 2 contacts the inlet inner surface of the nozzle extension 20 in the initial maximum temperature state where expansion begins, The temperature becomes a high temperature state as indicated by H in FIG.
一方、図３（ａ）に示すように本例に係るステップ部５が有るモデルでは、図２（ａ）に示したように燃焼室２から流入する燃焼ガスはノズル本体部６のノズル入口側に直接接触することなく、ステップ部５から離れた下流側の位置で、初めてノズルエクステンション３の内面に接触するため、図３（ａ）中Ｌで示すようにノズル本体部６のノズル入口側に低温部を形成する。したがって、ステップ部５を設けることにより、該ステップ部５の近傍に低温部が形成されることが確認された。 On the other hand, in the model having the step portion 5 according to this example as shown in FIG. 3A, the combustion gas flowing in from the combustion chamber 2 is on the nozzle inlet side of the nozzle body portion 6 as shown in FIG. In order to contact the inner surface of the nozzle extension 3 for the first time at a downstream position away from the step portion 5 without directly contacting the nozzle portion 5, as shown by L in FIG. A low temperature part is formed. Therefore, it was confirmed that by providing the step portion 5, a low temperature portion is formed in the vicinity of the step portion 5.
なお、前記のシミュレーションによる解析結果については、そのモデルとしたノズルエクステンション３の寸法と同一のものに限定されることなく、異なる寸法のものについても、同じ結果が得られるものと推定される。 In addition, about the analysis result by the said simulation, it is estimated that the same result is obtained also about the thing of a different dimension, without being limited to the same thing as the dimension of the nozzle extension 3 used as the model.
よって、本例のノズルエクステンション１によれば、特殊な材料や複雑な冷却構造を採用することなく、燃焼ガスから受ける熱的負荷が軽減され、かつ、燃焼ガスに生じる損失も少なくなって比推力の低下も抑えられるので、コストの低減化が可能になり、しかも熱的条件がより過酷になったロケットエンジンにも対応可能な優れたものとなる。 Therefore, according to the nozzle extension 1 of the present example, the thermal load received from the combustion gas is reduced without employing a special material or a complicated cooling structure, and the loss generated in the combustion gas is reduced and the specific thrust is reduced. As a result, the cost can be reduced, and it is possible to cope with a rocket engine whose thermal conditions are more severe.
なお、本発明は前記例に限定されることなく、本発明の主旨を逸脱しない範囲で種々の変更が可能である。 It should be noted that the present invention is not limited to the above example , and various modifications can be made without departing from the gist of the present invention.
１…ロケットエンジン、２…燃焼室、３…ノズルエクステンション、４…ノズル入口側開口部、４ａ…開口縁、５…ステップ部、５ａ…外側端、６…ノズル本体部、７…ノズル出口、Ｌ…ステップ部の長さ DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Rocket engine, 2 ... Combustion chamber, 3 ... Nozzle extension, 4 ... Nozzle inlet side opening part, 4a ... Opening edge, 5 ... Step part, 5a ... Outer end, 6 ... Nozzle main-body part, 7 ... Nozzle exit, L ... Length of step part
Claims (1)
前記燃焼室に接続するノズル入口側開口部に、その開口縁から外側に張り出すステップ部が設けられ、
前記ステップ部の外側端からノズル出口側にかけて、その内面が外側に膨らみつつ拡径してなり、
前記ステップ部は、その内面の外側に張り出す角度が、前記燃焼室における前記ノズルエクステンション側の内面の、前記ノズル入口側開口部の開口縁における法線方向を０度とし、この法線より前記燃焼室側をマイナス（−）側とし、前記ノズルエクステンション側をプラス（＋）側とすると、−４５度以上０度以下であることを特徴とするノズルエクステンション。 A nozzle extension connected to the combustion chamber of the rocket engine,
The nozzle inlet side opening connected to the combustion chamber is provided with a step portion protruding outward from the opening edge thereof,
From the outer end of the step part to the nozzle outlet side, the inner surface is expanded while expanding outward,
Step portion, the angle which projects outwardly of the inner surface, the said nozzle extension side of the inner surface of the combustion chamber, and the normal direction 0 ° at the opening edge of the nozzle inlet side opening, from the normal line A nozzle extension, wherein the combustion chamber side is minus (−) side and the nozzle extension side is plus (+) side, the angle is −45 degrees or more and 0 degrees or less.
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