WO2022264352A1 - ロケットエンジン用水素噴射装置 - Google Patents
ロケットエンジン用水素噴射装置 Download PDFInfo
- Publication number
- WO2022264352A1 WO2022264352A1 PCT/JP2021/023011 JP2021023011W WO2022264352A1 WO 2022264352 A1 WO2022264352 A1 WO 2022264352A1 JP 2021023011 W JP2021023011 W JP 2021023011W WO 2022264352 A1 WO2022264352 A1 WO 2022264352A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- hydrogen
- rocket engine
- gaseous hydrogen
- engine
- gaseous
- Prior art date
Links
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 title claims abstract description 105
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 105
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 101
- 238000002347 injection Methods 0.000 title claims abstract description 43
- 239000007924 injection Substances 0.000 title claims abstract description 43
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 29
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 17
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 12
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 9
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 13
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 claims description 6
- 239000000470 constituent Substances 0.000 claims description 5
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 18
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 10
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 7
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 7
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 5
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 5
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 5
- 229910000737 Duralumin Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000012535 impurity Substances 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000155 melt Substances 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- -1 steam (superheated) Substances 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Chemical compound O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
Definitions
- the present invention relates to a hydrogen injector for rocket engines.
- Patent Document 1 discloses a liquid propellant supply system for a rocket engine, in which the liquid propellant is a cryogenic liquid propellant, and the cryogenic liquid propellant is used in the rocket engine.
- a liquid propellant supply system for a rocket engine characterized in that means for supplying liquid propellant to the combustion chamber is a canned motor pump type electric pump in which a pump section and a motor section are integrated in such a manner that the motor section is sealed with a can. disclosed.
- the combustion temperature of a rocket engine depends on the fuel and combustion pressure, but can reach a maximum of 3000°C or more. It melts easily as it is. Therefore, liquid hydrogen (-253° C.), which is fuel, is flowed into the tube forming the wall surface of the nozzle skirt to cool it. It has a complicated structure, such as recovering the hydrogen used for cooling in the rocket engine and using it as fuel.
- An object of the present invention is to provide an injector for a rocket engine that enables an engine nozzle main body with a simpler structure.
- an engine nozzle main body for injecting gaseous hydrogen and a material constituting the engine nozzle main body through which the gaseous hydrogen flows are maintained within a temperature range capable of maintaining the strength of the material constituting the engine nozzle main body. and an injection unit for injecting the gaseous hydrogen while suppressing the temperature of the gaseous hydrogen.
- the temperature range is preferably 500 to 1000°C.
- the gaseous hydrogen is composed only of hydrogen.
- the gaseous hydrogen is composed of gaseous hydrogen produced by incomplete combustion in the combustion reaction of liquid hydrogen and liquid oxygen.
- the gaseous hydrogen to be injected into the engine nozzle main body which obtains propulsive force by the reaction of injecting the gaseous hydrogen is capable of maintaining the strength of the constituent material of the engine nozzle main body.
- the method is characterized by comprising a step of keeping the temperature within a range and a step of injecting the gaseous hydrogen kept within the temperature range.
- the temperature range is preferably 500 to 1000°C.
- the gaseous hydrogen is composed only of hydrogen.
- the gaseous hydrogen is composed of gaseous hydrogen produced by incomplete combustion in the combustion reaction of liquid hydrogen and liquid oxygen.
- the engine nozzle main body can have a simpler structure.
- FIG. 1 is a configuration diagram of a rocket engine injector according to an embodiment of the present invention
- FIG. FIG. 10 is a simulation result of injection flow velocity in the rocket engine injector of the embodiment according to the present invention.
- FIG. FIG. 10 is a simulation result of temperature change of injection in the rocket engine injector of the embodiment according to the present invention.
- FIG. FIG. 10 is a simulation result of injection pressure distribution in the rocket engine injector of the embodiment according to the present invention.
- FIG. 4 shows simulation results when hydrogen is injected in the rocket engine injection device of the embodiment according to the present invention. 4 shows simulation results when helium is injected in the rocket engine injector of the embodiment according to the present invention.
- 10 shows simulation results when steam (in a superheated state) is injected in the rocket engine injector of the embodiment according to the present invention.
- FIG. 10 is a simulation result of injecting nitrogen in the rocket engine injector of the embodiment according to the present invention.
- FIG. 1 is a configuration diagram of a rocket engine injector 10 according to an embodiment of the present invention.
- the rocket engine injector 10 includes an engine nozzle body 12 and an injector 14 .
- the engine nozzle main body 12 is a nozzle for injecting gaseous hydrogen.
- the engine nozzle main body 12 has a substantially bell shape and is made of an aluminum alloy such as duralumin.
- the injection unit 14 is a combustion unit that injects gaseous hydrogen while suppressing the temperature of the gaseous hydrogen within a temperature range capable of maintaining the strength of the constituent material of the engine nozzle body 12 through which gaseous hydrogen flows.
- the injection part 14 is made of a material having an appropriate strength, for example, an aluminum-based alloy such as duralumin, and communicates with the engine nozzle body part 12 .
- gaseous hydrogen is composed of hydrogen produced by incomplete combustion in the combustion reaction of liquid hydrogen and liquid oxygen.
- a large amount of hydrogen is mixed with oxygen, causing incomplete combustion due to the low temperature of hydrogen, and gaseous hydrogen (hydrogen gas) is mixed with impurities such as steam and injected.
- gaseous hydrogen hydrogen gas
- impurities such as steam and injected.
- the amount of hydrogen in the injection section 14 is based on complete combustion, and the temperature inside the combustion chamber (500 to 1000° C.) reaches the target temperature. Add extra hydrogen by the amount that goes down.
- k is a number larger than 2 (non-integers are allowed), and incomplete combustion is expressed by the formula kH 2 + O 2 ⁇ (k-2)H 2 + 2H 2 O + Q (Q is the amount of heat released by combustion). can be expressed, and Q can be interpreted as the amount of heat to warm the hydrogen and water vapor.
- the value of k is set so that the temperature of (k ⁇ 2)H 2 +2H 2 O is 500 to 1000° C., which can be defined as the “low temperature of hydrogen”.
- the value of k at this time indicates the amount of hydrogen.
- gaseous hydrogen whose temperature is adjusted to within the range of 500 to 1000° C. is formed by incomplete combustion in the combustion reaction of liquid hydrogen and liquid oxygen (S2).
- 500 to 1000° C. is within the temperature range of gaseous hydrogen capable of maintaining the strength of the constituent material of the engine nozzle main body 12 which obtains propulsion force from the recoil of gaseous hydrogen injection.
- gaseous hydrogen adjusted to 500 to 1000°C is injected from the engine nozzle body 12 (S4).
- the propulsive force generated by this recoil can be used to fly the rocket.
- simulation results when hydrogen set to a temperature of about 500 to 1000° C. by the injection unit 14 is injected from the engine nozzle body 12 are shown.
- the simulation results here are verification results by CFD simulation software.
- CFD is an abbreviation for Computational Fluid Dynamics, which uses a computer to solve equations related to fluid motion (Euler equations, Navier-Stokes equations, or their derivative equations) using numerical solutions of partial differential equations. It is a numerical analysis and simulation method that observes the flow by solving it.
- FIG. 2 shows simulation results of injection flow velocity in the rocket engine injector 10 .
- FIG. 3 shows simulation results of injection temperature in the rocket engine injector 10 . As a result of injecting the fluid with the temperature lowered to 500° C., as shown in FIG.
- FIG. 4 shows simulation results of injection pressure distribution in the rocket engine injection device 10 .
- the pressure at the injection part 14, which is the combustion chamber, and the fluid inlet of the engine nozzle body part 12 is about 300 atmospheres in absolute pressure.
- the lower left value in FIG. 4 is the pressure near the fluid inlet. Considering that the compression cylinder for gaseous hydrogen storage is 700 atmospheres, it turns out that it is probably a realistic value.
- FIG. 5 is a simulation result of injecting hydrogen in the rocket engine injector 10 .
- the density normal temperature and pressure
- the maximum velocity at the injection port is about 4100 m/s.
- FIG. 6 is a simulation result of injecting helium in the rocket engine injector 10 .
- the density normal temperature and normal pressure
- the maximum speed at the injection port is about 2600 m/s.
- FIG. 7 shows simulation results when steam (in a superheated state) is injected in the injector 10 for a rocket engine.
- the density normal temperature and normal pressure
- the maximum speed at the injection port is about 1400 m/s.
- FIG. 8 shows simulation results when nitrogen is injected in the rocket engine injector 10 .
- the density normal temperature and normal pressure
- the maximum speed at the injection port is about 1400 m/s.
- the injection speed is a phenomenon that occurs due to the same phenomenon as the adiabatic expansion of compressed gas when it is released from compression, and the temperature decrease corresponding to the kinetic energy required for acceleration. is larger and accelerates faster.
- the combustion reaction between liquid hydrogen and liquid oxygen has been described as injecting gaseous hydrogen adjusted to a temperature range of 500 to 1000° C. by incomplete combustion.
- Gaseous hydrogen set at 500 to 1000° C. may be injected by the method of .
- liquid hydrogen for injection is vaporized and heated to gaseous hydrogen at 500 to 1000 ° C., and only this gaseous hydrogen is injected. be able to.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
より簡単な構造のエンジンノズル本体部とすることを可能とするロケットエンジン用噴射装置を提供することを課題とする。 ロケットエンジン用水素噴射装置（１０）は、気体水素を噴射するためのエンジンノズル本体部（１２）と、気体水素が流通するエンジンノズル本体部（１２）の構成材料の強度を保持可能な温度範囲内に気体水素の温度を抑えて気体水素を噴射する噴射部（１４）と、を備える。上記温度範囲は、５００～１０００℃である。気体水素は、液体水素と液体酸素の燃焼反応において不完全燃焼により生じた気体水素で構成されている。
Description
本発明は、ロケットエンジン用水素噴射装置に関する。
従来、推進剤を噴射する事によってその反動で推力を得るロケットエンジンが開発されている。本発明に関連する技術として、例えば、特許文献１には、ロケットエンジンの液体推進剤供給システムにおいて、液体推進剤が極低温の液体推進剤であり、この極低温の液体推進剤をロケットエンジンの燃焼室に供給する手段がポンプ部とモータ部とを前記モータ部をキャンで密閉した態様で一体化したキャンドモータポンプ型の電動ポンプであることを特徴とするロケットエンジンの液体推進剤供給システムが開示されている。
ロケットエンジンの燃焼温度は燃料や燃焼圧力などによるが最大で３０００℃以上に達するため、エンジンノズル本体部が溶けることを防ぐために耐熱合金などで構成されているが、３０００℃となると耐熱合金といえどもそのままでは容易に融けてしまう。そのため、ノズルスカートの壁面を構成するチューブ内には燃料である液体水素(－２５３℃)を流して冷却する。ロケットエンジンにおいて冷却に使用した水素を回収して燃料としているなど複雑な構成となっている。
本発明の目的は、より簡単な構造のエンジンノズル本体部とすることを可能とするロケットエンジン用噴射装置を提供することである。
本発明に係るロケットエンジン用水素噴射装置は、気体水素を噴射するためのエンジンノズル本体部と、前記気体水素が流通する前記エンジンノズル本体部の構成材料の強度を保持可能な温度範囲内に前記気体水素の温度を抑えて前記気体水素を噴射する噴射部と、 を備えることを特徴とする。
また、本発明に係るロケットエンジン用水素噴射装置において、前記温度範囲は、５００～１０００℃であることが好ましい。
また、本発明に係るロケットエンジン用水素噴射装置において、前記気体水素は、水素のみで構成されていることが好ましい。
また、本発明に係るロケットエンジン用水素噴射装置において、前記気体水素は、液体水素と液体酸素の燃焼反応において不完全燃焼により生じた気体水素で構成されていることが好ましい。
本発明に係るロケットエンジン用水素噴射方法は、気体水素を噴射した反動で推進力を得るエンジンノズル本体部に投入するための前記気体水素を前記エンジンノズル本体部の構成材料の強度を保持可能な温度範囲内に抑える工程と、前記温度範囲に抑えられた前記気体水素を噴射する工程と、を備えることを特徴とする。
また、本発明に係るロケットエンジン用水素噴射方法において、前記温度範囲は、５００～１０００℃であることが好ましい。
また、本発明に係るロケットエンジン用水素噴射方法において、前記気体水素は、水素のみで構成されていることが好ましい。
また、本発明に係るロケットエンジン用水素噴射装置において、前記気体水素は、液体水素と液体酸素の燃焼反応において不完全燃焼により生じた気体水素で構成されていることが好ましい。
本発明によれば、より簡単な構造のエンジンノズル本体部とすることができる。
以下に、本発明に係る実施の形態について添付図面を参照しながら詳細に説明する。以下では、全ての図面において同様の要素には同一の符号を付し、重複する説明を省略する。また、本文中の説明においては、必要に応じそれ以前に述べた符号を用いるものとする。
図１は、本発明に係る実施形態のロケットエンジン用噴射装置１０の構成図である。ロケットエンジン用噴射装置１０は、エンジンノズル本体部１２と、噴射部１４とを備えている。エンジンノズル本体部１２は、気体水素を噴射するためのノズルである。エンジンノズル本体部１２は、略釣鐘状を有しており、ジュラルミンなどのアルミ系の合金で構成されている。
噴射部１４は、気体水素が流通するエンジンノズル本体部１２の構成材料の強度を保持可能な温度範囲内に気体水素の温度を抑えて気体水素を噴射する燃焼部である。噴射部１４は、適度な強度を有する材質、例えば、ジュラルミンなどのアルミ系の合金で構成されており、エンジンノズル本体部１２に連通している。
ここで、エンジンノズル本体部１２の構成材料の強度を保持可能な温度範囲は、５００～１０００℃である。気体水素は、液体水素と液体酸素の燃焼反応において不完全燃焼により生じた水素で構成されている。
水素を多めに酸素と混合し、水素の低温によって不完全燃焼を発生させ、気体水素（水素ガス）が蒸気等の不純物と混ざって噴射される。具体的には、液体水素と液体酸素の燃焼反応において、噴射部１４内における水素の量が、完全燃焼を基準として、そこから目標とする燃焼室内部の温度（５００～１０００℃）に温度が下がる量だけ、余分に水素を混入する。
ここで、ｋを２よりも大きな数（非整数を許容）として、ｋＨ２＋Ｏ２→（ｋ－２）Ｈ２＋２Ｈ２Ｏ＋Ｑという式（Ｑは燃焼によって放出される熱量）で不完全燃焼を表現することができ、Ｑが水素及び水蒸気を温める熱量と解釈できる。
したがって、（ｋ－２）Ｈ２＋２Ｈ２Ｏの温度が、「水素の低温」として定義可能な温度、５００～１０００℃になるようにｋの値を設定して反応させる。このときのｋの値が水素の多さを示す。
続いて、上記構成のロケットエンジン用噴射装置１０の作用について説明する。最初に噴射部１４において、液体水素と液体酸素の燃焼反応において不完全燃焼により５００～１０００℃に温度範囲内に調整された気体水素が形成される（Ｓ２）。５００～１０００℃は、気体水素を噴射した反動で推進力を得るエンジンノズル本体部１２の構成材料の強度を保持可能な気体水素の温度範囲内である。
このように、５００～１０００℃に調整された気体水素がエンジンノズル本体部１２から噴射される（Ｓ４）。この反動で生じる推進力を利用してロケットを飛翔させることができる。
ここで、噴射部１４によって５００～１０００℃程度の温度に設定された水素をエンジンノズル本体部１２から噴射した際のシミュレーション結果を示す。ここでのシミュレーション結果は、ＣＦＤシミュレーションソフトによる検証結果である。
ＣＦＤとは、数値流体力学（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ Ｆｌｕｉｄ Ｄｙｎａｍｉｃ）の略語であり、偏微分方程式の数値解法等を駆使して流体の運動に関する方程式（オイラー方程式、ナビエ-ストークス方程式、またはその派生式）をコンピュータで解くことによって流れを観察する数値解析・シミュレーション手法である。
図２は、ロケットエンジン用噴射装置１０における噴射の流速のシミュレーション結果である。ここでは、４１００ｍ／ｓを達成しており、燃焼室内の温度＝流体の温度が５００℃まで下がっていることが分かる。
図３は、ロケットエンジン用噴射装置１０における噴射の温度のシミュレーション結果である。流体の温度を５００℃まで下げて噴射した結果、図３に示されるように、ノズルの噴射口の出口部分で、流体（水素）の温度が‐８６℃まで下がっていることが分かる。
ノズルの噴射口の出口部分で、流体（水素）の温度を‐８６℃まで下げれば、ノズルの噴射口部分が溶けるのを避けるための工夫は必要なく、ジュラルミンなどアルミ系の合金で十分である。
図４は、ロケットエンジン用噴射装置１０における噴射の圧力分布のシミュレーション結果である。燃焼室である噴射部１４とエンジンノズル本体部１２の流体入り口の圧力は絶対圧で約３００気圧である。図４の左下の値が、流体入り口付近の圧力である。気体水素保管用の圧縮ボンベが７００気圧であることを考えると、おそらく現実的な値であることが分かる。
ここで、比較のために、水素、ヘリウム、蒸気（過熱状態）、窒素の４種類について、シミュレーション結果について検討する。
図５は、ロケットエンジン用噴射装置１０において、水素を噴射した場合のシミュレーション結果である。水素を噴射した場合、図５に示されるように、密度（常温常圧）が０.００００８３８３４９（ｇ／ｃｍ３）、噴射口での最高速度が約４１００ｍ／ｓである。
図６は、ロケットエンジン用噴射装置１０において、ヘリウムを噴射した場合のシミュレーション結果である。ヘリウムを噴射した場合、図６に示されるように、密度（常温常圧）が０．０００１６６３３９（ｇ／ｃｍ３）、噴射口での最高速度が約２６００ｍ／ｓである。
図７は、ロケットエンジン用噴射装置１０において、蒸気（過熱状態）を噴射した場合のシミュレーション結果である。蒸気（過熱状態）を噴射した場合、図７に示されるように、密度（常温常圧）が０．０００７５８５５８（ｇ／ｃｍ３）、噴射口での最高速度が約１４００ｍ／ｓである。
図８は、ロケットエンジン用噴射装置１０において、窒素を噴射した場合のシミュレーション結果である。窒素を噴射した場合、図８に示されるように、密度（常温常圧）が０．００１１６５１６（ｇ／ｃｍ３）、噴射口での最高速度が約１４００ｍ／ｓである。
図５～図８を比較すると、図５に示される水素を噴射した場合の圧倒的な速さが目を引く。また、水素、ヘリウム、蒸気（過熱状態）、窒素の順に気体の重さが重くなっている。そして、密度が重くなるほど、噴射速度が遅くなっていく傾向がある。
つまり、噴射速度は、圧縮された気体が圧縮から解放された時の断熱膨張と同じ現象による加速・それに要する運動エネルギー分の温度低下によって起こる現象であるので、密度が軽いほど、断熱膨張による加速度が大きく、より高速に加速される。
また、気体温度を５００～１０００℃に抑えることで、鉄やチタンなどの材料が冷却なしで使用でき、エンジンの構造が劇的に安全になるという顕著な効果を奏する。水素を低温（５００℃程度）で噴射すると他の材料よりも大きな噴射速度が得られるという利点がある。
上記ロケットエンジン用噴射装置１０では、液体水素と液体酸素の燃焼反応において不完全燃焼により５００～１０００℃に温度範囲内に調整された気体水素を用いて噴射するものとして説明したが、もちろん、その他の手法によって５００～１０００℃の設定された気体水素を噴射してもよい。
例えば、燃焼反応を行うことなく、純粋な水素ガス単体を噴射する方法としては、例えば、噴射用の液体水素を気化・加熱して５００～１０００℃の気体水素にし、この気体水素のみを噴射することができる。
１０ ロケットエンジン用噴射装置、１２ エンジンノズル本体部、１４ 噴射部。
Claims (8)
- 気体水素を噴射するためのエンジンノズル本体部と、
前記気体水素が流通する前記エンジンノズル本体部の構成材料の強度を保持可能な温度範囲内に前記気体水素の温度を抑えて前記気体水素を噴射する噴射部と、
を備えることを特徴とするロケットエンジン用水素噴射装置。 - 請求項１に記載のロケットエンジン用水素噴射装置において、
前記温度範囲は、５００～１０００℃であることを特徴とするロケットエンジン用水素噴射装置。 - 請求項１または請求項２に記載のロケットエンジン用水素噴射装置において、
前記気体水素は、水素のみで構成されていることを特徴とするロケットエンジン用水素噴射装置。 - 請求項１または請求項２に記載のロケットエンジン用水素噴射装置において、
前記気体水素は、液体水素と液体酸素の燃焼反応において不完全燃焼により生じた気体水素で構成されていることを特徴とするロケットエンジン用水素噴射装置。 - 気体水素を噴射した反動で推進力を得るエンジンノズル本体部に投入するための前記気体水素を前記エンジンノズル本体部の構成材料の強度を保持可能な温度範囲内に抑える工程と、
前記温度範囲に抑えられた前記気体水素を噴射する工程と、
を備えることを特徴とするロケットエンジン用水素噴射方法。 - 請求項５に記載のロケットエンジン用水素噴射方法において、
前記温度範囲は、５００～１０００℃であることを特徴とするロケットエンジン用水素噴射方法。 - 請求項５または請求項６に記載のロケットエンジン用水素噴射方法において、
前記気体水素は、水素のみで構成されていることを特徴とするロケットエンジン用水素噴射方法。 - 請求項５または請求項６に記載のロケットエンジン用水素噴射装置において、
前記気体水素は、液体水素と液体酸素の燃焼反応において不完全燃焼により生じた気体水素で構成されていることを特徴とするロケットエンジン用水素噴射方法。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/JP2021/023011 WO2022264352A1 (ja) | 2021-06-17 | 2021-06-17 | ロケットエンジン用水素噴射装置 |
| US17/429,626 US20220403800A1 (en) | 2021-06-17 | 2021-06-17 | Hydrogen ejector for rocket engine |
| JP2021546014A JP7039095B1 (ja) | 2021-06-17 | 2021-06-17 | ロケットエンジン用水素噴射装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/JP2021/023011 WO2022264352A1 (ja) | 2021-06-17 | 2021-06-17 | ロケットエンジン用水素噴射装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2022264352A1 true WO2022264352A1 (ja) | 2022-12-22 |
Family
ID=81214292
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/JP2021/023011 WO2022264352A1 (ja) | 2021-06-17 | 2021-06-17 | ロケットエンジン用水素噴射装置 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20220403800A1 (ja) |
| JP (1) | JP7039095B1 (ja) |
| WO (1) | WO2022264352A1 (ja) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5459516A (en) * | 1977-09-30 | 1979-05-14 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Liquid rocket propulsion device |
| JPH0450456A (ja) * | 1990-06-20 | 1992-02-19 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 炭化水素燃料を用いたロケットエンジンの推力発生方法 |
| JPH0642407A (ja) * | 1992-07-21 | 1994-02-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 可変推力型液体ロケットエンジン |
| WO2006093198A1 (ja) * | 2005-03-02 | 2006-09-08 | National University Corporation Hokkaido University | 伝熱スラスタ |
| JP2015161214A (ja) * | 2014-02-27 | 2015-09-07 | 学校法人日本大学 | モータジェットエンジン |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3095618B2 (ja) * | 1994-05-09 | 2000-10-10 | 三菱重工業株式会社 | 流体噴出装置 |
| WO2000057048A2 (en) * | 1999-03-10 | 2000-09-28 | Williams International Co., L.L.C. | Rocket engine |
| US6227486B1 (en) * | 1999-05-28 | 2001-05-08 | Mse Technology Applications, Inc. | Propulsion system for earth to orbit vehicle |
| US7958719B2 (en) * | 2007-03-28 | 2011-06-14 | The Aerospace Corporation | Noncircular transient fluid fuel injector control channels in propellant injector combustion systems |
| US20140182265A1 (en) * | 2013-01-03 | 2014-07-03 | Jordin Kare | Rocket Propulsion Systems, and Related Methods |
-
2021
- 2021-06-17 WO PCT/JP2021/023011 patent/WO2022264352A1/ja active Application Filing
- 2021-06-17 JP JP2021546014A patent/JP7039095B1/ja active Active
- 2021-06-17 US US17/429,626 patent/US20220403800A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5459516A (en) * | 1977-09-30 | 1979-05-14 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Liquid rocket propulsion device |
| JPH0450456A (ja) * | 1990-06-20 | 1992-02-19 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 炭化水素燃料を用いたロケットエンジンの推力発生方法 |
| JPH0642407A (ja) * | 1992-07-21 | 1994-02-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 可変推力型液体ロケットエンジン |
| WO2006093198A1 (ja) * | 2005-03-02 | 2006-09-08 | National University Corporation Hokkaido University | 伝熱スラスタ |
| JP2015161214A (ja) * | 2014-02-27 | 2015-09-07 | 学校法人日本大学 | モータジェットエンジン |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP7039095B1 (ja) | 2022-03-22 |
| US20220403800A1 (en) | 2022-12-22 |
| JPWO2022264352A1 (ja) | 2022-12-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
| EP3199792B1 (en) | Device and method for pressurizing and supplying fluid | |
| US20110308231A1 (en) | System, method and apparatus for cooling rocket motor components using a saturated liquid vapor coolant mixture | |
| Kunin et al. | Theoretical model of the transient combustion of organic-gellant-based gel fuel droplets | |
| JP2007192221A (ja) | ロケットエンジン用のアコースティックキャビティマニフォルド、ロケットエンジン及びロケットエンジンの比推力効率を向上させる方法 | |
| Paccagnella et al. | Testing of a long-burning-time paraffin-based hybrid rocket motor | |
| WO2022264352A1 (ja) | ロケットエンジン用水素噴射装置 | |
| Haeseler et al. | Recent developments for future launch vehicle LOX/HC rocket engines | |
| Brown | Conceptual investigations for a methane-fueled expander rocket engine | |
| JP2018508695A (ja) | ロケットエンジンの液体酸素タンク用加圧装置 | |
| Zhou et al. | Comparison between the dynamic characteristics of electric pump fed engine and expander cycle engine | |
| Srivastava et al. | Numerical and Experimental Study of a 230 N Paraffin/N2O hybrid rocket | |
| Waxenegger et al. | Implications of cycle variants, propellant combinations and operating regimes on fatigue life expectancies of liquid rocket engines | |
| US3177656A (en) | Cooling method and means for rocket engines | |
| US6782693B1 (en) | Case burning rocket with drive system for combustion chamber and nozzle | |
| KR102166165B1 (ko) | 초전도 전기모터로 구동되는 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치 | |
| US20180372027A1 (en) | Projectile fuel system | |
| Kim et al. | Development of'Chase 10'Liquid Rocket Engine having 10tf thrust using lox & lng (methane) | |
| Sella et al. | Development of a nytrox-paraffin hybrid rocket engine | |
| Kojima et al. | Regenerative Cooling of Graphite Nozzles for Throat Erosion Suppression | |
| Cho et al. | Liquid rocket engine system of Korean launch vehicle | |
| Kauffmann et al. | Systems analysis of a high thrust, low-cost rocket engine | |
| Kageyama et al. | Effect of Aft Chamber Volume on Hybrid Rocket Combustion Efficiency | |
| Elnaggar et al. | Feasibility Study and Modeling of Using More Energetic Propellant on Existing Liquid Propellant Engine Hardware | |
| Haeseler et al. | Testing of LOX-hydrocarbon thrust chambers for future reusable launch vehicles |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ENP | Entry into the national phase |
Ref document number: 2021546014 Country of ref document: JP Kind code of ref document: A |
|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 21946029 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 21946029 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |