WO2023008310A1 - ハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置 - Google Patents

ハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置 Download PDF

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WO2023008310A1
WO2023008310A1 PCT/JP2022/028368 JP2022028368W WO2023008310A1 WO 2023008310 A1 WO2023008310 A1 WO 2023008310A1 JP 2022028368 W JP2022028368 W JP 2022028368W WO 2023008310 A1 WO2023008310 A1 WO 2023008310A1
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hydrogen peroxide
combustion
oxygen
peroxide solution
combustion chamber
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PCT/JP2022/028368
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English (en)
French (fr)
Inventor
晴紀 永田
督司 脇田
ランドン トマス ケンプス
裕亮 高田
昂大 岩永
玄太 小野
Original Assignee
国立大学法人北海道大学
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    • 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
    • F02K9/72—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid and solid propellants, i.e. hybrid rocket-engine plants

Definitions

  • the present invention relates to a method and apparatus for burning hybrid rocket fuel. More specifically, the present invention relates to a method and apparatus for burning hybrid rocket fuel using hydrogen peroxide water and oxygen together with solid fuel.
  • microsatellites weighing 100 kg or less has increased. Such microsatellites can be launched in a piggyback fashion.
  • LEO low Earth orbit
  • GSO geostationary orbit
  • SSO sun-synchronous orbit
  • a spacecraft such as a microsatellite can be carried together with the main satellite to a geostationary transfer orbit (GTO).
  • GTO geostationary transfer orbit
  • the geostationary transfer orbit is the closest orbit to deep space, a mere 700 m/s acceleration is enough to break free from the earth's gravity and leave for deep space. For example, if the timing is selected, it is possible to reach Venus with an acceleration of 1.06 km/s, and it is possible to reach Mars with an acceleration of 1.15 km/s. Also, if it is from the orbit of the manned lunar base "Gateway" under consideration in the international space exploration program, it will be possible to transition to the Mars flyby orbit at an acceleration of 0.7 km / s. With such an acceleration capability of 0.7 to 1.2 km/s, it is possible to easily transfer from a geostationary transfer orbit (GTO) to a flyby orbit to the Moon, Mars, or Venus.
  • GTO geostationary transfer orbit
  • Hybrid rockets can use a low-toxic propellant called “green propellant” along with solid fuel such as plastic.
  • green propellant for example, HAN (HydroxylAmmonium Nitrate)-based, ADN (Ammonium DiNitramide)-based, HNF (Hydrazinium Nitro Formate)-based propellants and the like can be used.
  • Green propellants are being developed in various countries, but because they can be used for military purposes, they are subject to export and import restrictions, and availability is a problem.
  • Nitric acid, fuming nitric acid, and dinitrogen tetroxide can also be used as propellants, but they require special safety control, making it difficult to manufacture a small spacecraft at low cost using these.
  • Nitrous oxide can also be used as a propellant, but above the critical temperature of 36.7° C., the density drops rapidly and the container may burst.
  • the hydrogen peroxide solution has a concentration of 65 wt % or more, it can evaporate all the water (both the water contained in the hydrogen peroxide solution and the water generated by the decomposition of the hydrogen peroxide solution) due to the heat generated by its own decomposition. can. Oxygen generated by the decomposition of hydrogen peroxide promotes combustion of the solid fuel to propel the spacecraft. However, if the hydrogen peroxide solution is used at a concentration of 65 wt% or higher, the hydrogen peroxide will decompose in a chain reaction and accelerate, causing self-decomposition in the tank, increasing the internal pressure of the tank and possibly leading to an accident. There is
  • the concentration of the hydrogen peroxide solution is less than 65 wt%, the latent heat of vaporization is greater than the heat of decomposition. Decomposition can be suppressed.
  • Non-Patent Document 1 hydrogen peroxide water is sprayed with an injector or atomizer (for example, Non-Patent Document 1), and further decomposed using a platinum (Pt) catalyst or the like. It is necessary to burn the solid fuel after increasing the efficiency (for example, Non-Patent Document 2).
  • an injector or atomizer for example, Non-Patent Document 1
  • Pt platinum
  • the combustion of solid fuel is divided into ⁇ main combustion accompanied by flames and flames that generate thrust, especially flame stabilization'' and ⁇ ignition to create the spark that leads to main combustion''.
  • ⁇ main combustion accompanied by flames and flames that generate thrust
  • flame stabilization'' and ⁇ ignition to create the spark that leads to main combustion''.
  • hydrogen peroxide water is used at a low concentration of less than 65 wt%, it is difficult to obtain a large flow rate, for example, by decomposing it using a catalyst and then supplying it, because the catalyst has a small processing capacity (for example, Non-Patent Document 2 ).
  • the main object of the present invention is to provide a more improved hybrid rocket fuel combustion method and combustion apparatus, in particular, to use a propellant excellent in safety, transportability, storability, availability, etc. It is an object of the present invention to provide a combustion method and a combustion apparatus for hybrid rocket fuel, which are improved so as to achieve "main combustion” accompanied by flame release, especially flame stabilization.
  • the inventors of the present application have tried to solve the above problems by dealing with them in a new direction, rather than dealing with them on the extension of the conventional technology.
  • the present inventors have invented a hybrid rocket fuel combustion method and combustion apparatus that achieve the above-mentioned main objectives.
  • the hydrogen peroxide solution has a concentration of 65% by weight or more, it easily self-decomposes, and the decomposition progresses in a chain reaction and at an accelerated rate. Therefore, when self-decomposition starts inside the tank, the internal pressure of the tank rises and there is a risk of explosion, which poses problems in terms of safety, transportability, and storability, making it difficult to use in hybrid rockets. rice field.
  • the concentration of the hydrogen peroxide solution is less than 65% by weight, the proportion of water is high, so the latent heat of vaporization is greater than the heat of decomposition, and the above-mentioned peroxide It can suppress the accelerated decomposition of hydrogen, and is excellent in safety, transportability, storability, etc. It is also fairly easy to obtain.
  • low-concentration (specifically less than 65% by weight) hydrogen peroxide solution when used as a propellant (specifically, an oxidizer) for a polyethylene-fueled hybrid rocket, the flame temperature exceeds 2200 K, and the combustion gas Since the main component of is water (H 2 O, molecular weight 18), the specific impulse is theoretically high, exceeding 290 seconds in vacuum (see FIG. 16). It is also less likely to erode the nozzle. Therefore, low-concentration (specifically, less than 65% by weight) hydrogen peroxide solution has excellent theoretical performance along with safety, transportability, storability, and availability.
  • the inventors of the present application basically did not use a catalyst, and without directly increasing the concentration of hydrogen peroxide in the system or in the combustion chamber, low concentration (specifically, less than 65% by weight) ), and a small amount of oxygen is supplied into the combustion chamber together with the hydrogen peroxide solution to assist the combustion of the hybrid rocket fuel to maintain flame stabilization.
  • the inventors of the present application have found that the flame stabilization of the hybrid rocket fuel is significantly improved by preferably simultaneously supplying both oxygen and hydrogen peroxide solution to the combustion chamber containing the solid fuel of the hybrid rocket. The inventors have found that it can be maintained, and have completed the present invention.
  • the inventors of the present application have found that the flame stabilization of the hybrid rocket fuel can be maintained by heating the hydrogen peroxide solution before supplying it to the combustion chamber.
  • the present invention provides a method of burning a hybrid rocket fuel comprising supplying a hydrogen peroxide solution to a combustion chamber comprising a solid fuel, wherein the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is less than 65% by weight. and at least one of (i) supplying oxygen and the hydrogen peroxide solution to the combustion chamber, and (ii) heating the hydrogen peroxide solution before supplying the hydrogen peroxide solution to the combustion chamber.
  • a method of burning a hybrid rocket fuel is provided.
  • a combustion chamber for containing solid fuel, a line for supplying oxygen, and a line for supplying hydrogen peroxide water are provided, and the line for supplying oxygen and the line for supplying hydrogen peroxide are provided.
  • a hybrid rocket fuel combustion apparatus is provided, wherein a line for supplying hydrogen peroxide water is connected to the combustion chamber, and the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide water is less than 65% by weight. be.
  • the present invention provides an improved hybrid rocket fuel combustion method and combustion apparatus. It should be noted that the effects described in this specification are only examples and are not limited, and additional effects may be provided.
  • FIG. 1 is a schematic diagram that schematically shows a combustion device according to a first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 is a schematic diagram that schematically shows a combustion device according to a second embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 3 is a schematic diagram schematically showing a combustion device according to a third embodiment of the present disclosure;
  • FIG. 4 is a schematic diagram schematically showing a combustion device according to a fourth embodiment of the present disclosure;
  • FIG. 5 is a schematic diagram schematically showing a combustion device according to a fifth embodiment of the present disclosure
  • 6 is a photograph showing the combustion experiment in Example 1 ((A) before ignition, (B) ignition, (C) combustion (flame holding), (D) supply stop, and (E) ignition (left) and main combustion (flame holding) (right)).
  • 7 is a graph showing the history of flow rate and pressure in the combustion experiment in Example 1.
  • FIG. 8 is a graph showing the history of flow rate and pressure in the combustion experiment in Example 2.
  • FIG. 9 is a graph showing the history of flow rate and pressure in the combustion experiment in Example 3.
  • FIG. 10 is a graph showing the history of flow rate and pressure in the combustion experiment in Example 4.
  • FIG. 11 is a graph showing the history of flow rate and pressure in the combustion experiment in Example 7.
  • FIG. FIG. 12 is a graph showing the history of the temperature of the hydrogen peroxide solution in the vicinity of the supply port in the combustion experiment in Example 7.
  • FIG. 13 is a graph showing the history of flow rate and pressure in the combustion experiment in Comparative Example 1.
  • FIG. 14 is a graph showing the history of flow rate and pressure in the combustion experiment in Comparative Example 2.
  • FIG. 15 is a graph showing the history of flow rate and pressure in the combustion experiment in Comparative Example 3.
  • FIG. FIG. 16 is a graph showing the specific impulse (s) and flame temperature (K) for low-concentration (60% by weight) hydrogen peroxide solution (combustion chamber pressure 2 MPa, nozzle opening ratio 100).
  • FIG. 17 schematically shows a tandem multi-stage impinging-jet type (CAMUI (CAscaded MUltistage Impinging-jet) type) solid fuel.
  • CAMUI CAscaded MUltistage Impinging-jet
  • the present invention relates to a "hybrid rocket fuel combustion method" and a “hybrid rocket fuel combustion apparatus”.
  • the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is less than 65% by weight, and such hydrogen peroxide solution is combined with oxygen, preferably a small amount of oxygen (hereinafter referred to as "assist oxygen ) is supplied to the combustion chamber of the hybrid rocket fuel.
  • FIG. 1 schematically shows the basic concept of the present invention, and each element shown in the figure is only shown schematically and exemplarily for understanding the present invention, and if necessary Other configurations may be added.
  • the hybrid rocket fuel combustion apparatus (10) of the present disclosure includes a combustion chamber (2) for containing a solid fuel (1) and a line (3) for supplying oxygen ( hereinafter sometimes referred to as “oxygen supply line”), and a line (5) for supplying hydrogen peroxide solution (hereinafter sometimes referred to as "hydrogen peroxide solution supply line").
  • An oxygen supply line (3) and a hydrogen peroxide solution supply line (5) may be connected to the combustion chamber (2).
  • the oxygen supply line (3) may be connected to an oxygen supply source (4) (eg an oxygen tank, a storage tank of liquid oxygen, etc.).
  • the hydrogen peroxide solution supply line (5) may be connected to a hydrogen peroxide solution supply source (6) (eg, a hydrogen peroxide solution storage tank, etc.).
  • a hydrogen peroxide solution supply source (6) eg, a hydrogen peroxide solution storage tank, etc.
  • the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is less than 65%, preferably 60% or less on a weight basis.
  • the concentration of hydrogen peroxide water is low (specifically, less than 65%), together with such low concentration hydrogen peroxide water Combustion of the solid fuel (1) can be promoted by supplying oxygen, preferably at least 10%, preferably at least 25% by weight of assist oxygen to the hydrogen peroxide solution. By maintaining flame holding, the combustibility of the hybrid rocket fuel can be further improved.
  • a combustion apparatus as shown in FIG. 1 may be used, wherein oxygen and hydrogen peroxide water are supplied to a combustion chamber (2) provided with a solid fuel (1)
  • a combustion chamber (2) provided with a solid fuel (1)
  • it comprises parallel feeding, particularly preferably simultaneous feeding, characterized in that the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is less than 65% by weight.
  • the present invention is a hydrogen peroxide solution in which the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is less than 65% by weight, and such hydrogen peroxide solution is heated, preferably to 100° C. or higher. It is characterized in that it is supplied to the combustion chamber of the hybrid rocket fuel in the state.
  • FIG. 5 schematically shows the basic concept of the present invention, and each element shown in the figure is only shown schematically and exemplarily for understanding the present invention, and if necessary Other configurations may be added.
  • the hybrid rocket fuel combustion device (50) of the present disclosure includes a combustion chamber (52) for containing a solid fuel (51) and a line ( 55) (hereinafter sometimes referred to as a "hydrogen peroxide solution supply line") and heating means (58) for heating the hydrogen peroxide solution.
  • the hydrogen peroxide solution supply line (55) may be connected to a hydrogen peroxide solution supply source (56) (for example, a hydrogen peroxide solution storage tank, etc.).
  • the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is less than 65%, preferably less than 60% by weight.
  • the concentration of the hydrogen peroxide solution is low (specifically, less than 65%), such a low concentration of hydrogen peroxide solution is
  • the combustion of the solid fuel (51) can be promoted, and by maintaining the flame holding, the combustibility of the hybrid rocket fuel can be further improved.
  • the hybrid rocket fuel combustion method of the present disclosure for example, a combustion apparatus as shown in FIG. and wherein the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is less than 65% by weight.
  • rocket broadly means a jet propulsion engine that propels itself forward by injecting substances such as combustion product gases backward without the aid of atmospheric oxygen. In a narrow sense, it means a chemical rocket that uses combustion as the energy source to generate thrust.
  • a “hybrid rocket” means a rocket that uses a combination of at least two different phases of propellant. It is preferred to use a combination of a “solid fuel” and a liquid or gaseous “oxidant” as propellant.
  • the term “hybrid rocket” more specifically refers to a combustion chamber containing a solid fuel that is supplied with a liquid or gaseous oxidant to cause combustion, inject the resulting gas, and propel itself in reaction. means rocket.
  • hybrid rocket fuel means a fuel comprising a combination of at least two different phases of propellants.
  • Hybrid rocket fuels preferably comprise a solid fuel in combination with a liquid or gaseous oxidant.
  • two or more propellants may be collectively referred to as a hybrid rocket fuel, and any one of the propellants may be referred to as a hybrid rocket fuel.
  • solid fuels and oxidizers can be collectively referred to as hybrid rocket fuels.
  • the solid fuel alone may be referred to as hybrid rocket fuel or simply fuel
  • the oxidizer alone may be referred to as hybrid rocket fuel or simply fuel.
  • combustion means a chemical reaction, especially an oxidation reaction, of the fuel contained in the hybrid rocket. Specifically, it means a chemical reaction between a solid fuel and an oxidant, and more specifically, an oxidation reaction of a solid fuel by an oxidant.
  • solid fuel means a fuel that is solid at least at room temperature (25°C), and means a solid fuel that can be produced from plastic (for example, polymeric plastic material). More specifically, it means a solid fuel made from at least one selected from the group consisting of polyethylene-based, polyester-based, polyurethane-based, polyacrylonitrile-based and acrylic-based plastics or resins. Above all, it is preferable to use solid fuels that can be produced from polyethylene-based and acrylic-based plastics or resins. Above all, it is particularly preferred to use solid fuels that can be made from ethylene-based plastics (high-density polyethylene (HDPE)) or acrylic polymethyl methacrylate (PMMA).
  • HDPE high-density polyethylene
  • PMMA acrylic polymethyl methacrylate
  • the solid fuel shown in FIG. 17 may have a combustion block 61 , spacers 62 and ports 63 .
  • the solid fuel of the CAMUI method consists of multiple cylindrical fuel blocks with short axial lengths.
  • Each fuel block may be provided with two combustion ports at axially symmetrical positions.
  • a plurality of such fuel blocks can be arranged in tandem to form a fuel grain used for one combustion.
  • Cylindrical spacers, also made of fuel, may be provided between the fuel blocks in each stage to form air gaps between the fuel blocks.
  • Combustion gases may flow downstream sequentially through the ports and fuel blocks of each stage. Adjacent fuel block ports may be 90° out of alignment with each other, and jets of combustion gases exiting the ports impinge on downstream fuel and combustion occurs in the stagnation region.
  • the main combustion surfaces are the fuel block's front end surface (collision surface), rear end surface (surface facing the collision surface), and the inner wall of the port.
  • the inner wall of the spacer can also be burned.
  • oxidizing agent means a liquid or gaseous substance or composition capable of causing an oxidation reaction through a chemical reaction with a solid fuel and capable of burning the solid fuel. It is preferred to use a liquid oxidant as the oxidant in the present invention. For example, hydrogen peroxide solution can be used.
  • hydrogen peroxide solution means an aqueous solution of hydrogen peroxide (H 2 O 2 ).
  • the "concentration" of "hydrogen peroxide solution” means the percentage (%) of the weight of hydrogen peroxide to the total weight of hydrogen peroxide solution (unit: weight %). Alternatively, it means the percentage (%) of the mass of hydrogen peroxide to the total mass of the hydrogen peroxide solution (unit: % by mass). Weight % and mass % refer basically to the same value, and these terms can be used interchangeably in this disclosure.
  • the concentration of the hydrogen peroxide solution is, for example, less than 65% by weight or mass, preferably 60% or less.
  • concentration of hydrogen peroxide water since exothermic decomposition of hydrogen peroxide is bounded by a concentration of 65% by weight, for convenience of explanation, a concentration of less than 65% by weight is referred to as a “low concentration”, and 65% by weight. % or higher is referred to as "high concentration”.
  • the lower limit of the concentration of the hydrogen peroxide solution is not particularly limited, and is greater than 0% by weight, for example 20% by weight or more, preferably 50% by weight or more.
  • Propellants that may be included in hybrid rocket fuels include, for example, nitric acid, fuming nitric acid, dinitrogen tetroxide, nitrous oxide, ammonium perchlorate, ammonium nitrate, nitroglycerin, nitrocellulose and green propellants such as HAN (HydroxylAmmonium Nitrate )-based, ADN (Ammonium DiNitramide)-based, and HNF (Hydrazinium Nitro Formate)-based propellants) may be used.
  • HAN HydroxylAmmonium Nitrate
  • ADN Ammonium DiNitramide
  • HNF Hydrofluor Nitro Formate
  • combustion device means a device or system capable of burning the above fuel.
  • the combustion device includes at least a "combustion chamber for containing solid fuel", a “line for supplying oxygen”, and a “line for supplying hydrogen peroxide water”.
  • combustion chamber means a housing that can contain fuel such as the solid fuel described above and that can burn the fuel inside.
  • the combustion chamber is also referred to as the "motor case” in this disclosure, and the “motor case” with fuel may be referred to as the “rocket motor” or “motor assembly” or simply the “motor.”
  • the combustion chamber preferably has a cylindrical shape. There are no particular restrictions on the shape and dimensions of the combustion chamber, and there are no particular restrictions on the material forming the combustion chamber.
  • the combustion chamber may optionally be provided with, for example, valves, filters, nozzles (melting nozzles, graphite nozzles, etc.), injectors and/or atomizers.
  • a line for supplying oxygen means that oxygen (even if " means a line for supplying a liquid (which may be "liquid”).
  • a line for supplying hydrogen peroxide water refers to a line for supplying excess hydrogen peroxide water from a hydrogen peroxide water supply source (for example, a hydrogen peroxide water storage tank, etc.) into the combustion chamber. It means a line for supplying hydrogen oxide water.
  • the oxygen supply line and the hydrogen peroxide solution supply line may be directly or indirectly connected to the combustion chamber.
  • the oxygen supply line and the hydrogen peroxide solution supply line may be connected to the combustion chamber independently (see FIG. 2), or may be connected so as to mix in the middle (see FIG. 3).
  • Oxygen supply lines and hydrogen peroxide supply lines include, for example, filters, orifices, valves (needle valves, ball valves, check valves, etc.), nozzles, meters (flow meters, etc.), sensors (temperature sensors, pressure sensors, etc.). , regulators, injectors and/or atomizers may optionally be provided.
  • heating means means a device or the like capable of heating hydrogen peroxide solution.
  • the heating means is not particularly limited as long as it can heat the hydrogen peroxide solution, and examples thereof include heat exchangers and heaters.
  • the hybrid rocket fuel combustion method of the present disclosure supplies oxygen and hydrogen peroxide water to a combustion chamber containing a solid fuel.
  • a first combustion method of the present disclosure is characterized in that the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is less than 65% by weight or mass. In other words, it is characterized by using a low-concentration hydrogen peroxide solution. It has been known from past studies that low-concentration hydrogen peroxide solution can be used as an oxidant for solid fuel in hybrid rockets.
  • the first combustion method of the present disclosure is characterized by supplying "oxygen" to a combustion chamber containing a solid fuel together with low-concentration hydrogen peroxide solution.
  • flame means light and/or heat emitted during combustion (hereinafter also referred to as “combustion flame”).
  • flame means that the combustion flame blows out of the combustion chamber.
  • “Flame holding” in the present disclosure means that a combustion flame is maintained for at least 5 seconds, preferably 10 seconds or more. In other words, it means that the main combustion continues for at least 5 seconds, preferably 10 seconds or more.
  • oxygen and hydrogen peroxide solution may be supplied in parallel to the combustion chamber.
  • parallel supply means supplying oxygen and hydrogen peroxide from separate sources. It is preferred to supply oxygen and hydrogen peroxide simultaneously.
  • the main combustion can be performed. Sustainability, especially flame stabilization, becomes possible. In addition, the amount of oxygen supplied can be further reduced.
  • the hydrogen peroxide solution may be supplied while oxygen is present in the combustion chamber.
  • the hydrogen peroxide solution may be supplied to the combustion chamber charged with oxygen, preferably while continuing to supply oxygen.
  • the hydrogen peroxide solution may be supplied, preferably while continuing to supply oxygen.
  • oxygen and hydrogen peroxide can be supplied to the combustion chamber from independent lines.
  • oxygen can be supplied to the combustion chamber (2) from an oxygen source (4) via line (3), as schematically shown in FIG.
  • a hydrogen peroxide solution can be supplied to the combustion chamber (2) from a hydrogen peroxide solution supply source (6) via a line (5).
  • the flow rate of oxygen that can be supplied from the oxygen supply source (4) to the combustion chamber (2) via the line (3) is not particularly limited, and if the oxygen purity is 99.9% or more, oxygen and hydrogen peroxide Based on the total flow rate of water, preferably 5% or more and 90% or less, such as 10% or more and 80% or less, 10% or more and 50% or less, 20% or more and 40% or less, 20% or more and 35% or less is the flow rate of
  • the concentration of the hydrogen peroxide solution is less than 65% by weight. , preferably 10% or more and 95% or less, for example, 20% or more and 90% or less, 50% or more and 90% or less, 60% or more and 80%, based on the total flow rate of oxygen and hydrogen peroxide water Below, the flow rate is 65% or more and 80% or less.
  • Oxygen may be supplied as gas or as liquid, but from the viewpoint of handling, storage and cost, it is preferable to supply oxygen as gas to the combustion chamber.
  • the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is low, that is, less than 65% by weight, preferably 60% or less. Even with such a low-concentration hydrogen peroxide solution, by supplying oxygen to the combustion chamber, combustion of the hybrid rocket fuel, especially flame stabilization, becomes possible without using a catalyst.
  • oxygen is supplied to the combustion chamber charged with oxygen by supplying a low-concentration hydrogen peroxide solution, preferably while oxygen is present, more preferably while continuing to supply oxygen.
  • oxygen and hydrogen peroxide are preferably supplied simultaneously. By simultaneously supplying oxygen and hydrogen peroxide solution, the flame holding of the hybrid rocket fuel can be maintained.
  • oxygen can assist combustion of hybrid rocket fuels, and more specifically combustion of solid fuels.
  • assisting combustion means assisting in the combustion of a hybrid rocket fuel (e.g., a fuel that uses a combination of a solid fuel and a liquid or gaseous oxidizer) during the combustion of the hybrid rocket fuel.
  • a hybrid rocket fuel e.g., a fuel that uses a combination of a solid fuel and a liquid or gaseous oxidizer
  • hydrogen peroxide water is used as the oxidizing agent, it means promoting vaporization of hydrogen peroxide contained in hydrogen peroxide and decomposition into oxygen.
  • By supplying oxygen more hydrogen peroxide can be vaporized from the hydrogen peroxide solution, and the solid fuel can be burned more efficiently to maintain flame stabilization.
  • the ratio of oxygen to the hydrogen peroxide solution is not particularly limited and is equal or less (100% or less) on a weight basis, for example, 10% or more and 90% or less, preferably 10% or more and 70% or less, more preferably 10% or more and 50%. Below, more preferably 20% or more and 50% or less, still more preferably 25% or more and 50% or less. Flame holding can be maintained with a smaller amount of oxygen than the hydrogen peroxide solution. The amount of oxygen supplied may be excessive (may exceed 100%) with respect to the hydrogen peroxide solution.
  • oxygen can be supplied to assist combustion without using a catalyst, so the supplied hydrogen peroxide solution does not have to be attached to a catalyst.
  • a catalyst specifically, a platinum (Pt) catalyst
  • the main combustion no change was observed.
  • the method of the present disclosure it is possible to transition from ignition to main combustion without using a catalyst. It should be noted that the method of the present disclosure does not exclude the use of atomizers and catalysts.
  • the supply of oxygen to the combustion chamber is started, and after ignition, while continuing to supply oxygen to the combustion chamber, the hydrogen peroxide solution is supplied to the combustion chamber, and the solid It is particularly preferred to maintain fuel combustion and flame holding.
  • Oxygen is supplied to the combustion chamber in advance and ignited to increase the temperature of the combustion chamber, and then more oxygen is supplied to the combustion chamber while hydrogen peroxide solution is supplied to vaporize more hydrogen peroxide. It is possible to burn the solid fuel more efficiently and maintain flame stabilization. In other words, flame holding can be maintained with less oxygen.
  • the hybrid rocket fuel combustion method of the present disclosure includes heating a hydrogen peroxide solution in a combustion chamber equipped with a solid fuel. supplying in a state.
  • the second combustion method of the present disclosure includes supplying hot hydrogen peroxide solution to a combustion chamber with solid fuel.
  • the second combustion method of the present disclosure is characterized in that the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is less than 65% by weight or mass. In other words, it is characterized by using a low-concentration hydrogen peroxide solution.
  • the inventors of the present application believe that it is difficult to vaporize hydrogen peroxide in the combustion chamber with a low-concentration hydrogen peroxide solution, and have proposed to supply the low-concentration hydrogen peroxide solution to the combustion chamber in a heated state. investigated. By supplying the high-temperature hydrogen peroxide solution to the combustion chamber, the energy required for vaporizing the hydrogen peroxide solution in the combustion chamber is reduced, and it is expected that the combustion will be promoted.
  • the second combustion method of the present disclosure is characterized by supplying a heated hydrogen peroxide solution to a combustion chamber containing a solid fuel.
  • supplying the hydrogen peroxide solution in a heated state to the combustion chamber it is possible to achieve main combustion accompanied by flame or flame release, especially flame holding, and to sustain main combustion.
  • main combustion accompanied by flame or flame release, especially flame holding, and to sustain main combustion.
  • the temperature of the hydrogen peroxide solution supplied to the combustion chamber is preferably 100°C or higher, more preferably 120°C or higher, and even more preferably 130°C or higher.
  • the place where the hydrogen peroxide solution is heated is not particularly limited.
  • it may be heated in a hydrogen peroxide supply source (56) or in a hydrogen peroxide solution supply line (55).
  • the heating may be performed at any point in the hydrogen peroxide solution supply line (55), for example, the hydrogen peroxide supply source of the hydrogen peroxide solution supply line (55).
  • (56) side may be heated, and combustion chamber (52) side may be heated.
  • a heating means for heating the hydrogen peroxide solution is not particularly limited, and a heat exchanger, a heater, or the like can be used.
  • the first combustion method and the second combustion method of the present disclosure may be combined.
  • the hydrogen peroxide solution may be heated and supplied to the combustion chamber. That is, high-temperature hydrogen peroxide solution and oxygen may be supplied to the combustion chamber.
  • Combining the first combustion method and the second combustion method of the present disclosure makes it easier to sustain the main combustion, especially flame holding.
  • the hybrid rocket fuel combustion apparatus of the present disclosure (hereinafter sometimes referred to as the "first combustion apparatus of the present disclosure”) includes a combustion chamber for containing a solid fuel and a and a line for supplying hydrogen peroxide solution.
  • a line for supplying oxygen and a line for supplying hydrogen peroxide may be connected to the combustion chamber.
  • the hydrogen peroxide concentration in the hydrogen peroxide solution is less than 65% by weight. In other words, a low-concentration hydrogen peroxide solution can be used.
  • the combustion device (10) of the present disclosure includes a combustion chamber (2) for containing a solid fuel (1) and a line (or oxygen supply line) (3) for supplying oxygen. and a line for supplying hydrogen peroxide water (or hydrogen peroxide water supply line) (5).
  • An oxygen supply line (3) and a hydrogen peroxide solution supply line (5) may be connected to the combustion chamber (2).
  • the oxygen supply line (3) and the hydrogen peroxide solution supply line (5) may be directly connected to the combustion chamber (2) as shown in FIGS. 1 and 2, for example.
  • FIG. 3 after the oxygen supply line (3) and the hydrogen peroxide solution supply line (5) are connected, they may be indirectly connected to the combustion chamber (2) via a mixed flow line.
  • the oxygen supply line (3) may be connected to an oxygen supply source (4), such as an oxygen tank or a storage tank of liquid oxygen.
  • the hydrogen peroxide solution supply line (5) may be connected to a hydrogen peroxide solution supply source (6) (eg, a hydrogen peroxide solution storage tank, etc.).
  • the first combustion device of the present disclosure may further comprise ignition means (7) as detailed below.
  • the first combustion device of the present disclosure is characterized in that the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is less than 65% by weight or mass. In other words, a low-concentration hydrogen peroxide solution can be used.
  • low-concentration hydrogen peroxide solution and oxygen can be supplied to the combustion chamber (2) through the hydrogen peroxide solution supply line (5) and the oxygen supply line (3), respectively.
  • a small amount of oxygen may be supplied to the combustion chamber (2) via the oxygen supply line (3).
  • the oxygen can contribute to the combustion of the solid fuel (1) in the combustion chamber (2) as "assist oxygen", and in particular can achieve flame stabilization during the combustion of the solid fuel (1). .
  • the oxygen supply line and the hydrogen peroxide solution supply line may be "directly” connected to the combustion chamber.
  • the oxygen supply line and the hydrogen peroxide solution supply line may be combined with each other and connected "indirectly” to the combustion chamber.
  • directly connecting the oxygen supply line and the hydrogen peroxide solution supply line to the combustion chamber means that the oxygen supply line (3) and the hydrogen peroxide solution supply line (5) as shown in FIG. ) can be independently connected to the combustion chamber (2) without being connected to each other.
  • the oxygen supply line (23) and the hydrogen peroxide solution supply line (25) may be separately connected to the combustion chamber (22).
  • the flow rates of oxygen and hydrogen peroxide can be adjusted more appropriately.
  • the oxygen flow rate relative to the hydrogen peroxide solution can be adjusted more appropriately.
  • the fact that the oxygen supply line and the hydrogen peroxide solution supply line are combined with each other and “indirectly” connected to the combustion chamber means that the oxygen supply line (33) and the hydrogen peroxide solution as shown in FIG. It means that the supply lines (35) can be connected to each other and connected to the combustion chamber (32) via the mixing line (L1) via the mixing point (P1).
  • a purge line (102) may be connected as shown in FIG.
  • the first combustion device of the present disclosure includes the oxygen supply line and the hydrogen peroxide solution supply line, the amounts of oxygen and hydrogen peroxide solution can be controlled more appropriately.
  • the first combustion device of the present disclosure can supply a smaller amount of oxygen (assist oxygen) to the hydrogen peroxide solution. More specifically, oxygen can be supplied to the hydrogen peroxide solution at a weight ratio of, for example, 10% or more and 50% or less, preferably 25% or more and 50% or less. By supplying oxygen to the combustion chamber at such a rate, combustion of the solid fuel and flame stabilization can be more appropriately maintained.
  • the amount of supplied oxygen may be increased as the concentration of the hydrogen peroxide solution is reduced. By doing so, combustion and flame holding of the solid fuel can be maintained more appropriately.
  • the hybrid rocket fuel combustion device of the present disclosure (hereinafter sometimes referred to as the “second combustion device of the present disclosure”) includes a combustion chamber for containing a solid fuel and a hydrogen peroxide solution. A supply line and a heating means for heating the hydrogen peroxide solution are provided.
  • the location of the heating means is not particularly limited. For example, it may be placed inside or outside the hydrogen peroxide supply source (56), or it may be placed in the middle of the hydrogen peroxide solution supply line (55). When placed in the middle of the hydrogen peroxide solution supply line (55), it may be placed anywhere in the hydrogen peroxide solution supply line (55). It may be located closer to the supply source (56) or closer to the combustion chamber (52).
  • heating means examples include heat exchangers and heaters.
  • FIG. 1 shows a hybrid rocket fuel combustion apparatus 10 according to a first embodiment of the present disclosure.
  • Combustion device 10 corresponds to the first combustion device of the present disclosure.
  • Combustion device 10 includes combustion chamber 2 for containing solid fuel 1, line 3 for supplying oxygen (oxygen supply line or simply line), and line 5 for supplying hydrogen peroxide water (peroxide hydrogen water supply line or simply line). Lines 3 and 5 can each be independently connected to combustion chamber 2 .
  • Lines 3 and 5 may optionally be coupled together and connected to combustion chamber 2 as a mixed flow line (see FIGS. 3 and 4).
  • Lines 3 and 5 are independently equipped with filters, orifices, valves (needle valves, ball valves, check valves, etc.), nozzles, meters (flow meters, etc.), sensors (temperature sensors, pressure sensors, etc.), regulators, injectors and/or atomizers, etc. may be coupled.
  • An oxygen supply source 4 may be connected to the line 3 .
  • the oxygen supply source 4 is not particularly limited as long as it can supply gaseous or liquid oxygen.
  • the oxygen supply source 4 may be provided with a regulator (not shown) for adjusting the flow rate.
  • a hydrogen peroxide water supply source 6 may be connected to the line 5 .
  • the hydrogen peroxide solution supply source 6 is not particularly limited as long as it can supply liquid hydrogen peroxide solution.
  • a hydrogen peroxide solution storage tank or the like can be used as the hydrogen peroxide solution supply source 6, for example, a hydrogen peroxide solution storage tank or the like can be used.
  • Combustion chamber 2 (“rocket motor”, “motor assembly” or “motor”) with solid fuel 1 includes injectors, atomizers, catalysts, nozzles, jackets (e.g. water-cooled jackets) to further improve combustion efficiency. ) and the like may be provided as necessary.
  • the solid fuel 1 may be arranged inside the combustion chamber 2, for example, wrapped in a heat insulating material.
  • a heat insulating material for example, glass fiber reinforced plastic (GFRP) or the like can be used as the heat insulating material.
  • tandem multistage impingement jet (CAMUI) type fuel grains shown in FIG. 17 may be used.
  • An ignition means 7 may be connected to the motor (hereinafter also referred to as “igniter” or “ignition device”).
  • the ignition means 7 is not particularly limited as long as it can burn at least oxygen by ignition. Ignition by the ignition means 7 includes, for example, arc ignition, laser ignition, solid explosive ignition, electric plasma ignition, gas torch ignition and/or heat ignition. There are no particular restrictions on the timing of ignition.
  • oxygen and hydrogen peroxide water can be supplied to the combustion chamber 2 independently from the oxygen supply source 4 and the hydrogen peroxide water supply source 6, respectively. Therefore, the flow rates of oxygen and hydrogen peroxide can be adjusted appropriately. In particular small amounts of oxygen (or assist oxygen) can be supplied to the combustion chamber 2 . In the combustion device 10 , both oxygen and hydrogen peroxide can be supplied to the combustion chamber 2 . More preferably, oxygen and hydrogen peroxide solution can be supplied to the combustion chamber 2 at the same time.
  • oxygen and hydrogen peroxide water can be supplied to the combustion chamber 2 in parallel from the oxygen supply source 4 and the hydrogen peroxide water supply source 6 .
  • the hydrogen peroxide solution may be supplied to the combustion chamber 2 charged with oxygen, preferably while supplying oxygen, or after supplying oxygen from the oxygen supply source 4 to the combustion chamber 2, preferably may supply hydrogen peroxide water from the hydrogen peroxide water supply source 6 to the combustion chamber 2 while supplying oxygen. More specifically, the supply of oxygen from the oxygen supply source 4 to the combustion chamber 2 is started, and after ignition by the ignition means 7, oxygen is continuously supplied from the oxygen supply source 4 to the combustion chamber 2, and the combustion chamber 2 is started.
  • the hydrogen peroxide solution can be supplied from the hydrogen peroxide solution supply source 6 to the .
  • the concentration of hydrogen peroxide in the hydrogen peroxide solution is less than 65%, preferably 60% or less on a weight basis or mass basis.
  • FIG. 2 shows a hybrid rocket fuel combustion apparatus 20 according to a second embodiment of the present disclosure.
  • the combustion device 20 is, for example, a more specific representation of the combustion device 10 shown in FIG.
  • Combustion device 20 corresponds to the first combustion device of the present disclosure.
  • the combustion device 20 can be configured in the same manner as the combustion device 10 shown in FIG . .
  • an oxygen tank capable of supplying gaseous oxygen, for example, can be used as the oxygen supply source 24 .
  • a regulator R 1 may be connected to the oxygen supply 24 to regulate the flow rate of oxygen flowing out of the oxygen supply 24 .
  • An oxygen supply line 23, which may be connected to an oxygen supply 24 and regulator R1 may be connected to combustion chamber 22 via valve V1.
  • Valve V 1 may optionally be connected to a controller (not shown) to better regulate the flow of oxygen through oxygen supply line 23 .
  • the valve V 2 may be arranged in the hydrogen peroxide solution supply line 25 that may be provided between the hydrogen peroxide solution supply source 26 and the combustion chamber 22 .
  • the valve V2 may be connected to a controller (not shown) as necessary, so that the flow rate of the hydrogen peroxide solution passing through the hydrogen peroxide solution supply line 25 can be adjusted more appropriately.
  • a pumping tank 28 capable of supplying a pumping gas such as nitrogen may be connected to the hydrogen peroxide solution supply source 26 via a pumping line 29 .
  • a nitrogen tank capable of supplying gaseous nitrogen can be used. Nitrogen gas is preferred because it is inexpensive. Other inert gases such as helium, argon, etc. may also be used.
  • a regulator R2 may be connected to the pressure feeding tank 28, and the flow rate of the gas flowing out of the pressure feeding tank 28 and the hydrogen peroxide water flowing out from the hydrogen peroxide water supply source 26 via the line 25 can be controlled more appropriately. can be adjusted.
  • valves V1 and V2 are provided to adjust the ratio of oxygen to the hydrogen peroxide solution, for example, from 10% to 50%, preferably from 25% to 50% on a weight basis.
  • the assist amount of oxygen can be more appropriately supplied to the combustion chamber.
  • FIG. 3 shows a hybrid rocket fuel combustion apparatus 30 according to a third embodiment of the present disclosure.
  • Combustion device 30 is, for example, a modification of combustion device 20 shown in FIG.
  • Combustion device 30 corresponds to the first combustion device of the present disclosure.
  • the combustion device 30 is the same as the combustion device 20 shown in FIG. Can be configured.
  • the mixed flow line L1 may be part of the oxygen supply line 33 or part of the hydrogen peroxide solution supply line 35 . By providing the mixed flow point P1 and the mixed flow line L1, the hydrogen peroxide solution can be sprayed more efficiently.
  • combustion chamber 32, oxygen supply line 33, oxygen supply source 34, hydrogen peroxide solution supply line 35, hydrogen peroxide solution supply source 36, ignition means 37, pumping tank 38, pumping line 39, Valves (V 3 , V 4 ) and regulators (R 3 , R 4 ) are connected to solid fuel 21, combustion chamber 22, oxygen supply line 23, oxygen supply source 24, hydrogen peroxide water supply line 25, It corresponds to the hydrogen peroxide water supply source 26, the ignition means 27, the pumping tank 28, the pumping line 29, the valves (V1, V2 ), and the regulators ( R1 , R2 ).
  • Combustion chamber 32 can be co-fed appropriately.
  • an injector, an atomizer and/or a catalyst can be connected to the mixed flow line L1 as required.
  • another member such as an adapter or a manifold may be separately provided at the mixed flow point P1 between the oxygen supply line 33 and the hydrogen peroxide solution supply line 35 .
  • FIG. 4 shows a hybrid rocket fuel combustion apparatus 40 according to a fourth embodiment of the present disclosure.
  • Combustion device 40 is, for example, a modification of combustion device 30 shown in FIG.
  • Combustion device 40 corresponds to the first combustion device of the present disclosure.
  • the combustion device 40 is the same as the combustion device 30 shown in FIG. It can be configured similarly.
  • the mixed flow line L3 may be part of the oxygen supply line 43 or part of the hydrogen peroxide solution supply line 45 .
  • combustion chamber 42, oxygen supply line 43, oxygen supply source 44, hydrogen peroxide solution supply line 45, hydrogen peroxide solution supply source 46, ignition means 47, pump tank 48, pump line 49, Valves (V 5 , V 6 ), regulators (R 5 , R 6 ), mixed flow point P 2 , and mixed flow line L 2 are solid fuel 31, combustion chamber 32, oxygen supply line 33, and oxygen supply source shown in FIG. 34, hydrogen peroxide water supply line 35, hydrogen peroxide water supply source 36, ignition means 37, pressure feed tank 38, pressure feed line 39, valves ( V3 , V4), regulators (R3 , R4 ), mixed flow point P 1 , corresponds to mixed flow line L 1 .
  • the combustion device 40 By providing the combustion device 40 with the purge tank 101, the purge line 102, the mixing point P3 , the mixing line L3 , the valve V7 and the regulator R7 , for example, it is possible to purge the combustion chamber 42 after the end of combustion. Purging of the combustion chamber 42 is preferably performed before and/or after the start of the combustion cycle.
  • the purge tank 101 for example, a nitrogen tank capable of supplying gaseous nitrogen can be used. Nitrogen gas is preferred because it is inexpensive. Other inert gases such as helium, argon, etc. may also be used.
  • a regulator R7 may be connected to the purge tank 101 so that the flow rate of the purge gas flowing out of the purge tank 101 can be more appropriately adjusted. Valve V 7 may optionally be connected to a controller (not shown) to better regulate the flow of purge gas through purge line 102 .
  • a mixed flow point P3 may be provided in the mixed flow line L2.
  • each feature may be used in combination as appropriate, and other features (such as valves, filters, orifices, nozzles, meters, sensors, actuators, regulators, injectors and/or atomizers). can be added as needed.
  • other features such as valves, filters, orifices, nozzles, meters, sensors, actuators, regulators, injectors and/or atomizers.
  • FIG. 5 shows a hybrid rocket fuel combustion apparatus 50 according to a fifth embodiment of the present disclosure.
  • Combustion device 50 corresponds to the second combustion device of the present disclosure.
  • the combustion device 50 includes a combustion chamber 52 for containing a solid fuel 51, a line 55 for supplying hydrogen peroxide water (a hydrogen peroxide water supply line or simply a line), and a hydrogen peroxide water supply line for heating the hydrogen peroxide water. of heating means 58 are provided.
  • a line 55 is connected to the combustion chamber 52 .
  • Line 55 may be the same as line 5 of combustion device 10 shown in FIG.
  • the heating means 58 may be installed at any position on the line 55. Preferably, the heating means 58 are provided near the inlet to the combustion chamber 52 .
  • Example 1 Preparation of Combustion Apparatus A combustion apparatus was assembled as shown in FIG.
  • Solid fuel CAMUI (CAscaded MUltistage Impinging-jet) solid fuel made of polymethyl methacrylate (PMMA) (see Fig. 17), spacer made of polymethyl methacrylate (PMMA) (8 mm) was used (Fig. 6(A)).
  • Combustion chamber A motor case made of polymethylmethacrylate (PMMA) was used for visualization of the interior (with a graphite nozzle at the bottom (nozzle diameter: 4 mm)).
  • Ignition means Nichrome wire (heating element) connected to DC power supply (24V)
  • Oxygen source Oxygen tank Oxygen supply line: Stainless steel tubing (1/4 inch Swagelok® tubing)
  • Aqueous hydrogen peroxide source storage tank of 60 wt% aqueous hydrogen peroxide (pumped with nitrogen)
  • Hydrogen peroxide water supply line stainless steel tube (1/4 inch Swagelok (registered trademark) tube)
  • Injector Top of motor case
  • FIG. 6(A) shows the state of "before ignition
  • FIG. 6(B) shows the state of "ignition”
  • FIG. 6(C) shows the state of "flame holding”
  • FIG. Indicates the "supply stop” status.
  • FIG. 6(E) compares the state of the flame at the time of ignition (left) and the state of the flame at the time of holding the flame (right).
  • FIG. 7 shows the history of combustion experiments conducted in Example 1.
  • FIG. 7 After starting the supply of gaseous oxygen to the combustion chamber (flow rate: 1.5 g / s) and igniting (heating) for 2 seconds, hydrogen peroxide is supplied to the combustion chamber while supplying gaseous oxygen to the combustion chamber.
  • molar ratio of oxygen: hydrogen peroxide 30:70
  • gaseous oxygen and hydrogen peroxide Simultaneous supply with water shifted to main combustion, and flame stabilization could be maintained for at least 5 seconds (see FIG. 6(C)).
  • the combustion chamber pressure rose to just before 0.6 MPa at maximum.
  • Example 2 Start supplying gaseous oxygen to the combustion chamber (flow rate: 1.5 g/s), and after ignition for 2 seconds, supply hydrogen peroxide water at a flow rate of 3 g/s while supplying gaseous oxygen to the combustion chamber.
  • the combustion chamber pressure rose to just before 0.5 MPa at maximum.
  • FIG. 8 shows the history of the combustion experiment.
  • the simultaneous supply of gaseous oxygen and hydrogen peroxide water allowed the transition to main combustion, and the flame holding could be maintained for at least 5 seconds.
  • Example 3 After starting the supply of gaseous oxygen to the combustion chamber (flow rate: 1.5 g / s) and igniting for 2 seconds, while supplying gaseous oxygen to the combustion chamber, hydrogen peroxide solution is supplied for 2 seconds, and then A combustion experiment was conducted in the same manner as in Example 1, except that the supply of gaseous oxygen was stopped and then only the hydrogen peroxide solution was supplied at a flow rate of 2.5 g/s for 4 seconds.
  • FIG. 9 shows the history of combustion experiments. Also in Example 3, the simultaneous supply of gaseous oxygen and hydrogen peroxide water allowed the transition to main combustion, and the flame holding could be maintained for at least 2 seconds. However, the flame extinguished immediately after the supply of gaseous oxygen was stopped.
  • Example 7 A combustion device was assembled as shown in FIG.
  • Solid fuel CAMUI (CAscaded MUltistage Impinging-jet) solid fuel made of polymethyl methacrylate (PMMA) (see Fig. 17), spacer made of polymethyl methacrylate (PMMA) (8 mm) was used.
  • Combustion chamber A motor case made of polymethylmethacrylate (PMMA) was used for visualization of the interior (with a graphite nozzle at the bottom (nozzle diameter: 4 mm)).
  • Ignition means Nichrome wire (heating element) connected to DC power supply (24V)
  • Aqueous hydrogen peroxide source storage tank of 60 wt% aqueous hydrogen peroxide (pumped with nitrogen)
  • Hydrogen peroxide water supply line stainless steel tube (1/4 inch Swagelok (registered trademark) tube)
  • Heating means heat exchanger (150°C) Injector: Top of motor case
  • FIGS. The combustion cycle and combustion results are shown in the combustion histories of FIGS.
  • a voltage of 24 V was applied to the nichrome wire and the nichrome wire was heated for 8 seconds.
  • B A hydrogen peroxide solution was supplied at a flow rate of 1.2 to 2.3 g/s.
  • C Ignited for 2 seconds.
  • D Supplying hydrogen peroxide solution for 50 seconds
  • E Stopping supply of hydrogen peroxide solution
  • FIG. 11 and 12 show the history of combustion experiments conducted in Example 7.
  • FIG. Start supplying heated hydrogen peroxide water to the combustion chamber (flow rate: 1.2 to 2.3 g/s), ignite (heat) for 2 seconds, and then heat hydrogen peroxide to the combustion chamber When water was continued to be supplied, main combustion was initiated, and flame stabilization could be maintained for at least 50 seconds.
  • the temperature of the hydrogen peroxide solution near the supply port to the combustion chamber was 120° C. or higher.
  • the combustion chamber pressure rose to just before 0.2 MPa at maximum.
  • Comparative example 1 After starting the supply of gaseous oxygen to the combustion chamber (flow rate: 2 g/s) and igniting for 2 seconds, the supply of gaseous oxygen to the combustion chamber is stopped and only hydrogen peroxide solution is supplied to the combustion chamber. The flame extinguished immediately (flow rate: 8 g/s).
  • FIG. 13 shows the history of the combustion experiment.
  • Comparative example 2 The supply of gaseous oxygen to the combustion chamber was started (flow rate: 2.8 g/s), and after ignition for 2 seconds, only gaseous oxygen was continuously supplied to the combustion chamber for 3 seconds (flow rate: 2.8 g /s), ignition was confirmed. Combustion chamber pressure generally increased only to 0.4 MPa.
  • FIG. 14 shows the history of combustion experiments.
  • Comparative example 3 After starting the supply of gaseous oxygen to the combustion chamber (flow rate: 2 g/s) and igniting for 2 seconds, the supply of gaseous oxygen to the combustion chamber is stopped and only hydrogen peroxide solution is supplied to the combustion chamber. Then (flow rate: 3 g/s), the flame extinguished immediately.
  • FIG. 15 shows the history of combustion experiments.
  • Comparative example 4 Start supplying gaseous oxygen to the combustion chamber (flow rate: 2 g/s), and after ignition for 3 seconds, stop supplying gaseous oxygen to the combustion chamber and supply only hydrogen peroxide solution to the combustion chamber. The flame extinguished immediately (flow rate: 5.1 g/s). Combustion chamber pressure generally increased only to 0.2 MPa.
  • Comparative example 5 Start supplying gaseous oxygen to the combustion chamber (flow rate: 2 g/s), and after ignition for 3 seconds, stop supplying gaseous oxygen to the combustion chamber and supply only hydrogen peroxide solution to the combustion chamber. The flame extinguished immediately (flow rate: 3.1 g/s). Combustion chamber pressure generally increased only to 0.2 MPa.
  • Comparative example 6 Start supplying gaseous oxygen to the combustion chamber (flow rate: 2 g/s), and after ignition for 3 seconds, stop supplying gaseous oxygen to the combustion chamber and supply only hydrogen peroxide solution to the combustion chamber. The flame extinguished immediately (flow rate: 10.5 g/s).
  • the combustion chamber pressure was raised to 0.6 MPa using a melting nozzle, but the flame could not be stabilized.
  • Comparative Examples 1 and 3 to 6 in which only aqueous hydrogen peroxide was supplied, the flame extinguished as soon as hydrogen peroxide was supplied, and the flame could not be stabilized.
  • Comparative Example 2 in which only gas oxygen was supplied, ignition was confirmed, and the combustion chamber pressure in the combustion experiment conducted only with gas oxygen was obtained.
  • the combustion method and combustion apparatus of the present disclosure use low-concentration (less than 65% by weight) hydrogen peroxide water as a propellant, so they are excellent in safety, transportability, storability, availability, etc., and oxygen. Since it has improved combustibility by supplying it, it can be used for kick motors of hybrid rockets.
  • Innovative orbital change capabilities can be obtained with the combustion method and apparatus of the present disclosure.
  • the combustion methods and devices of the present disclosure can provide acceleration capabilities of 0.7-1.2 km/s, such as from a geostationary transfer orbit (GTO) to, for example, the Moon, Mars, and Venus. You can transfer to a flyby orbit.
  • GTO geostationary transfer orbit

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Abstract

本発明は、固体燃料を備えた燃焼室に過酸化水素水を供給することを含むハイブリッドロケット燃料の燃焼方法であって、前記過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準で６５％未満であり、（ｉ）前記燃焼室に酸素および前記過酸化水素水を供給すること、および（ｉｉ）前記過酸化水素水を、前記燃焼室に供給する前に加熱すること、の少なくとも一方を含む、ハイブリッドロケット燃料の燃焼方法を提供する。

Description

ハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置
　本発明はハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置に関する。より具体的には、本発明は、固体燃料とともに過酸化水素水と酸素を用いたハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置に関する。
　近年、１００ｋｇ以下の超小型人工衛星の開発が増えている。このような超小型人工衛星はピギー・バック方式で打ち上げることができる。
　衛星軌道として、例えば、地球低軌道（low Earth orbit (LEO)）、静止軌道（geostationary orbit (GSO)）、太陽同期軌道（Sun-synchronous orbit (SSO)）などが知られている。
　ピギー・バック方式では、例えば静止遷移軌道（Geostationary transfer orbit (GTO)）まで超小型人工衛星などの宇宙機を主衛星とともに運ぶことができる。
　静止遷移軌道（ＧＴＯ）は、深宇宙に最も近い軌道であることから、わずか７００ｍ／ｓの増速だけで地球の重力から解放され、深宇宙に向けて旅立つことができる。例えば、タイミングを選べば、１．０６ｋｍ／ｓの増速で金星まで到達することができ、１．１５ｋｍ／ｓの増速で火星まで到達することができる。
　また、国際宇宙探査計画で検討されている月周回有人拠点「ゲートウェイ（Ｇａｔｅｗａｙ）」の軌道からであれば、０．７ｋｍ／ｓの増速で火星フライバイ軌道への遷移が可能となる。
　このように０．７～１．２ｋｍ／ｓの加速能力があれば、静止遷移軌道（ＧＴＯ）などから、月や火星、金星へのフライバイ軌道などに簡単に乗り換えることができる。
平成２６年度宇宙輸送シンポジウム STCP-2014-044、佐久間岳志ら、「６０ｗｔ％過酸化水素水を用いた超小型衛星搭載用推進系の開発と軌道上実証」 日本機械学会２０２０年度年次大会 講演論文集［2020.9.13-16, 名古屋］、高田裕亮ら、「６０ｗｔ％過酸化水素水を用いたＣＡＭＵＩ型ハイブリッドロケットの点火特性」
　超小型人工衛星や宇宙探査機などの宇宙機では、ピギー・バック方式を採用するために、推進剤として、安全性、特に爆発性や毒性が極めて低いこと、輸送性、貯蔵性、入手性などに優れるものを使用することが望ましい。このような観点から、プラスチックなど爆発の危険性がない固体燃料を用いたハイブリッドロケットの開発が検討されている。
　ハイブリッドロケットではプラスチックなどの固体燃料とともに「グリーンプロペラント」と呼ばれる低毒性の推進剤を使用することができる。グリーンプロペラントとして、例えば、ＨＡＮ（HydroxylAmmonium Nitrate）系、ＡＤＮ（Ammonium DiNitramide）系、ＨＮＦ（Hydrazinium Nitro Formate）系の推進剤などを使用することができる。グリーンプロペラントについては各国で開発が進んでいるものの、軍事転用が可能なため、輸出・輸入の規制対象になっており、入手性に課題がある。
　推進剤として、硝酸、発煙硝酸および四酸化二窒素なども使用できるが特別な安全管理が要求されることから、これらを用いて安価に小型の宇宙機を作製することは難しい。
　また、亜酸化窒素も推進剤として使用することができるが、臨界温度である３６．７℃を超えると、急激に密度が低下して、容器が破裂する虞がある。
　そこで、低毒性の推進剤としてグリーンプロペラントと同様に「過酸化水素水」（すなわち過酸化水素（Ｈ２Ｏ２）の水溶液）を使用することが検討されている（例えば非特許文献１、２）。
　過酸化水素水は、その濃度が６５ｗｔ％以上であると、自身の分解による発熱により、すべての水（過酸化水素水中に含まれる水と自身の分解によって生じる水の両方）を蒸発させることができる。このような過酸化水素の分解で発生する酸素によって固体燃料の燃焼を促進して宇宙機を推進させることができる。しかし、過酸化水素水を６５ｗｔ％以上の濃度で使用すると、過酸化水素の分解が連鎖的かつ加速度的に進行するため、タンク内で自己分解が起き、タンク内圧が上昇し、事故につながる恐れがある。
　対して、過酸化水素水の濃度が６５ｗｔ％未満であると、分解熱よりも蒸発潜熱の方が大きくなるという熱収支の関係から、６５ｗｔ％以上で問題であった過酸化水素の加速度的な分解を抑制することができる。
　しかし、６５ｗｔ％未満の濃度で過酸化水素水を推進剤として使用する場合、過酸化水素水をインジェクタまたはアトマイザで噴霧し（例えば非特許文献１）、さらに白金（Ｐｔ）触媒などを用いて分解効率を高めてから固体燃料を燃焼させる必要がある（例えば非特許文献２）。
　ここで、このような固体燃料の燃焼を「推力を発生させるような火炎や放炎、特に保炎を伴う本燃焼」と「本燃焼に至る火種をつくるための点火」とにわけて考えた場合、過酸化水素水を６５ｗｔ％未満の低い濃度で使用した場合、例えば触媒を用いて分解してから供給する方法では触媒の処理能力が小さいことから大流量を得にくく（例えば非特許文献２）、触媒を通さずに供給すると「本燃焼」までには至らないことがわかった。
　このように本願発明者らは、低濃度の過酸化水素水を用いたハイブリッドロケット燃料の燃焼には克服すべき課題が依然あることに気付き、そのための対策を取る必要性を見出した。具体的には以下の課題があることを本願発明者らは見出した。
　ハイブリッドロケットの推進剤として６５ｗｔ％未満の濃度で過酸化水素水を使用した場合、触媒で分解すれば燃焼には至るが、触媒の分解能力で供給流量が制限されてしまうため、さらなる改良の余地があった。
　本発明はかかる課題に鑑みて為されたものである。即ち、本発明の主たる目的は、より改善されたハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置を提供すること、特に安全性や輸送性、貯蔵性、入手性などに優れる推進剤を使用するとともに火炎や放炎、特に保炎などを伴う「本燃焼」に至るように改善されたハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置を提供することである。
　本願発明者らは、従来技術の延長線上で対応するのではなく、新たな方向で対処することによって上記課題の解決を試みた。その結果、上記主たる目的が達成されたハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置の発明に至った。
　上述の通り、過酸化水素水において、過酸化水素水の濃度が６５重量％以上であると、自己分解を起こし易く、連鎖的かつ加速度的に分解が進行する。そのため、タンク内で自己分解が開始すると、タンク内圧が上昇して破裂する虞があることから、安全性、輸送性、貯蔵性などに問題があり、ハイブリッドロケットで使用することが難しいことがわかった。
　また、過酸化水素水において、過酸化水素水の濃度が６５重量％未満であると、水の割合が高くなることから、分解熱よりも蒸発潜熱の方が大きくなり、上記のような過酸化水素の加速度的な分解を抑制することができ、安全性、輸送性、貯蔵性などに優れる。また、入手もかなり容易である。
　例えば、低濃度（具体的には６５重量％未満）の過酸化水素水をポリエチレン燃料のハイブリッドロケットの推進剤（具体的には酸化剤）として使用した場合、火炎温度が２２００Ｋを超え、燃焼ガスの主成分が水（Ｈ２Ｏ、分子量１８）であることから、理論的には比推力が高く、真空中での比推力が２９０秒を超えることになる（図１６参照）。また、ノズルを侵食する可能性も低い。
　従って、低濃度（具体的には６５重量％未満）の過酸化水素水は、安全性、輸送性、貯蔵性、入手性ととともに、優れた理論性能を備える。
　しかし、６５重量％未満の過酸化水素水は、３５重量％超が水であり、ハイブリッド燃料での使用において系中または燃焼室内で水を除去して過酸化水素を濃縮し、酸化剤として使用することが極めて難しく、燃焼、特に保炎が難しいことが本願発明者らの研究によりわかった。また、本願発明者らの研究により６５重量％未満の過酸化水素水は触媒を通さずに供給すると「本燃焼」までには至らないこともわかった。
　そこで、本願発明者らは、基本的には触媒を使用することなく、なおかつ系中または燃焼室内で過酸化水素の濃度を直接的に高めることなく、低濃度（具体的には６５重量％未満）の過酸化水素水とともに少量の酸素を燃焼室内に供給することでハイブリッドロケット燃料の燃焼をアシストすることによって保炎を維持することを検討した。
　驚くべきことに、少量の酸素が燃焼をアシストすることで、過酸化水素がその沸点以上の温度にまで加熱され、過酸化水素の気化が促進されることで、ハイブリッドロケット燃料の保炎が維持できることがわかった。また、このようなアシスト酸素は少量でよいことから安価かつ安全に宇宙機などに搭載することができることもわかった。
　このような知見に基づいて、本願発明者らは、ハイブリッドロケットの固体燃料を備える燃焼室に酸素および過酸化水素水の両方を好ましくは同時供給することで、ハイブリッドロケット燃料の保炎が有意に維持できることを見出し、本願発明を完成させるに至った。
　さらに、本願発明者らは、燃焼室に供給する前に、過酸化水素水を加熱することにより、ハイブリッドロケット燃料の保炎が維持できることを見いだした。
　本発明では、固体燃料を備えた燃焼室に過酸化水素水を供給することを含むハイブリッドロケット燃料の燃焼方法であって、前記過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準で６５％未満であり、（ｉ）前記燃焼室に酸素および前記過酸化水素水を供給すること、および（ｉｉ）前記過酸化水素水を、前記燃焼室に供給する前に加熱すること、の少なくとも一方を含む、ハイブリッドロケット燃料の燃焼方法が提供される。
　さらに、本発明では、固体燃料を収容するための燃焼室と、酸素を供給するためのラインと、過酸化水素水を供給するためのラインとを備え、前記酸素を供給するためのラインおよび前記過酸化水素水を供給するためのラインが前記燃焼室に接続されており、前記過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準で６５％未満である、ハイブリッドロケット燃料の燃焼装置が提供される。
　本発明では、より改善されたハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置が得られる。尚、本明細書に記載された効果はあくまで例示であって限定されるものでなく、また、付加的な効果があってもよい。
図１は、本開示の第１実施形態に係る燃焼装置を模式的に示す概略図である。 図２は、本開示の第２実施形態に係る燃焼装置を模式的に示す概略図である。 図３は、本開示の第３実施形態に係る燃焼装置を模式的に示す概略図である。 図４は、本開示の第４実施形態に係る燃焼装置を模式的に示す概略図である。 図５は、本開示の第５実施形態に係る燃焼装置を模式的に示す概略図である。 図６は、実施例１での燃焼実験の様子を示す写真である（（Ａ）点火前、（Ｂ）点火、（Ｃ）燃焼（保炎）、（Ｄ）供給停止、および（Ｅ）点火（左）と本燃焼（保炎）（右）との対比を示す）。 図７は、実施例１での燃焼実験における流量および圧力の履歴を示すグラフである。 図８は、実施例２での燃焼実験における流量および圧力の履歴を示すグラフである。 図９は、実施例３での燃焼実験における流量および圧力の履歴を示すグラフである。 図１０は、実施例４での燃焼実験における流量および圧力の履歴を示すグラフである。 図１１は、実施例７での燃焼実験における流量および圧力の履歴を示すグラフである。 図１２は、実施例７での燃焼実験における供給口近傍における過酸化水素水の温度の履歴を示すグラフである。 図１３は、比較例１での燃焼実験における流量および圧力の履歴を示すグラフである。 図１４は、比較例２での燃焼実験における流量および圧力の履歴を示すグラフである。 図１５は、比較例３での燃焼実験における流量および圧力の履歴を示すグラフである。 図１６は、低濃度（６０重量％）の過酸化水素水に関する比推力（ｓ）および火炎温度（Ｋ）をそれぞれ示すグラフである（燃焼室圧力２ＭＰａ，ノズル開口比１００）。 図１７は、縦列多段衝突噴流方式（ＣＡＭＵＩ（CAscaded MUltistage Impinging-jet）type）の固体燃料を模式的に示す。
　本発明は「ハイブリッドロケット燃料の燃焼方法」および「ハイブリッドロケット燃料の燃焼装置」に関する。
（態様１）
　一の態様において、本発明は、過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準で６５％未満であり、このような過酸化水素水とともに酸素、好ましくは少量の酸素（以下、「アシスト酸素」と呼ぶ場合もある）をハイブリッドロケット燃料の燃焼室に供給することを特徴とする。
　本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼方法を詳説する前にまず本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼装置について図１を参照しながら簡単に説明する。図１は、本発明の基本的な概念を模式的に示すものであり、図中に示す各要素は、本発明の理解のために模式的かつ例示的に示したにすぎず、必要に応じて他の構成が追加されてもよい。
　例えば図１に示すように、本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼装置（１０）は、固体燃料（１）を収容するための燃焼室（２）と、酸素を供給するためのライン（３）（以下、「酸素供給ライン」と呼ぶ場合もある）と、過酸化水素水を供給するためのライン（５）（以下、「過酸化水素水供給ライン」と呼ぶ場合もある）とを備える。
　酸素供給ライン（３）および過酸化水素水供給ライン（５）は、燃焼室（２）に接続されてよい。
　ここで、酸素供給ライン（３）は、酸素供給源（４）（例えば酸素タンク、液体酸素の貯蔵タンクなど）に接続されていてよい。過酸化水素水供給ライン（５）は、過酸化水素水供給源（６）（例えば過酸化水素水の貯蔵タンクなど）に接続されていてよい。
　本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼装置（１０）において、過酸化水素水における過酸化水素の濃度は重量基準で６５％未満、好ましくは６０％以下であることを特徴とする。
　本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼装置（１０）では、過酸化水素水の濃度が低濃度（具体的には６５％未満）であるにも関わらず、このような低濃度の過酸化水素水とともに酸素を供給することで、好ましくは過酸化水素水に対して重量基準で少なくとも１０％、好ましくは少なくとも２５％のアシスト酸素を供給することで、固体燃料（１）の燃焼を促進させることができ、ひいては保炎を維持することでハイブリッドロケット燃料の燃焼性をさらに向上させることができる。
　本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼方法では、例えば図１に示すような燃焼装置を用いてよく、固体燃料（１）を備えた燃焼室（２）に酸素および過酸化水素水を供給すること、好ましくは並行供給すること、特に好ましくは同時に供給することを含んで成り、過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準で６５％未満であることを特徴とする。
（態様２）
　別の態様において、本発明は、過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準で６５％未満であり、このような過酸化水素水を加熱した状態で、好ましくは１００℃以上に加熱した状態で、ハイブリッドロケット燃料の燃焼室に供給することを特徴とする。
　本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼方法を詳説する前にまず本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼装置について図５を参照しながら簡単に説明する。図５は、本発明の基本的な概念を模式的に示すものであり、図中に示す各要素は、本発明の理解のために模式的かつ例示的に示したにすぎず、必要に応じて他の構成が追加されてもよい。
　例えば図５に示すように、本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼装置（５０）は、固体燃料（５１）を収容するための燃焼室（５２）と、過酸化水素水を供給するためのライン（５５）（以下、「過酸化水素水供給ライン」と呼ぶ場合もある）と、過酸化水素水を加熱するための加熱手段（５８）を備える。
　ここで、過酸化水素水供給ライン（５５）は、過酸化水素水供給源（５６）（例えば過酸化水素水の貯蔵タンクなど）に接続されていてよい。
　本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼装置（５０）において、過酸化水素水における過酸化水素の濃度は重量基準で６５％未満、好ましくは６０％以下であることを特徴とする。
　本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼装置（５０）では、過酸化水素水の濃度が低濃度（具体的には６５％未満）であるにも関わらず、このような低濃度の過酸化水素水を加熱した状態で燃焼室（５２）に供給することで、固体燃料（５１）の燃焼を促進させることができ、ひいては保炎を維持することでハイブリッドロケット燃料の燃焼性をさらに向上させることができる。
　本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼方法では、例えば図５に示すような燃焼装置を用いてよく、固体燃料（５１）を備えた燃焼室（５２）に、過酸化水素水を加熱した状態で供給することを含んで成り、過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準で６５％未満であることを特徴とする。
　以下、本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置で使用する各用語について詳説する。
　以下、本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置で使用する各用語について詳説する。
　（定義）
　本開示において「ロケット」とは、広義には、大気中の酸素の助けを借りることなく、燃焼生成ガスなどの物質を後方に噴射することにより、その反動で前進する噴流推進機関を意味する。狭義には、推力を発生するエネルギー源として燃焼を用いる化学ロケットを意味する。
　本開示において「ハイブリッドロケット」とは、少なくとも２種類の異なる相の推進剤を組み合わせて使用するロケットを意味する。推進剤として「固体燃料」と液体または気体の「酸化剤」とを組み合わせて使用することが好ましい。
　本開示において「ハイブリッドロケット」とは、より具体的には、固体燃料を備えた燃焼室に液体または気体の酸化剤を供給することによって燃焼を起こし、生成したガスを噴射してその反動で進むロケットを意味する。
　本開示において「ハイブリッドロケット燃料」とは、少なくとも２種類の異なる相の推進剤を組み合わせて含んで成る燃料を意味する。組み合わされる推進剤の種類に特に制限はない。ハイブリッドロケット燃料は、好ましくは固体燃料と液体または気体の酸化剤とを組み合わせて含んで成る。本開示において、２以上の推進剤をまとめてハイブリッドロケット燃料と呼ぶ場合もあれば、推進剤のいずれか１つだけを指してハイブリッドロケット燃料と呼ぶ場合もある。例えば、固体燃料と酸化剤とをまとめてハイブリッドロケット燃料と呼ぶことができる。あるいは、固体燃料だけを指してハイブリッドロケット燃料または単に燃料と呼ぶ場合もあれば、酸化剤だけを指してハイブリッドロケット燃料または単に燃料と呼ぶ場合もある。
　本開示において「燃焼」とは、ハイブリッドロケットに含まれる燃料の化学反応、特に酸化反応を意味する。具体的には固体燃料と酸化剤との間の化学反応、より具体的には固体燃料の酸化剤による酸化反応を意味する。固体燃料と、酸化剤、特に液体の酸化剤とを組み合わせて使用することによって、短時間でより大きな増速量を得ることができる。
　本開示において「固体燃料」とは、少なくとも常温（２５℃）で固体の燃料を意味し、例えばプラスチック（例えば高分子可塑性物質）などから製造され得る固体燃料を意味する。より具体的には、ポリエチレン系、ポリエステル系、ポリウレタン系、ポリアクリロニトリル系およびアクリル系のプラスチックまたは樹脂から成る群から選択される少なくとも１種から製造された固体燃料を意味する。なかでも、ポリエチレン系およびアクリル系のプラスチックまたは樹脂から製造され得る固体燃料を使用することが好ましい。なかでも特にエチレン系のプラスチック（高密度ポリエチレン（high-density polyethylene (HDPE)）またはアクリル系のポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）から製造され得る固体燃料を使用することが好ましい。
　固体燃料の形状に特に制限はなく、燃焼効率および高推力化の観点から縦列多段衝突噴流方式（ＣＡＭＵＩ（CAscaded MUltistage Impinging-jet）type）の固体燃料を使用することが好ましい（図１７参照）。図１７に示すＣＡＭＵＩの固体燃料は、燃焼ブロック６１、スペーサー６２、およびポート６３を有し得る。
　ＣＡＭＵＩ方式の固体燃料は、軸長の短い円柱形状の複数の燃料ブロックから構成されて成る。各燃料ブロックには軸対称位置に２つの燃焼ポートが設けられてよい。このような燃料ブロックを縦列に複数段並べ１回の燃焼に使用する燃料グレインとすることができる。各段の燃料ブロックの間には同じく燃料から形成された円筒形のスペーサーが設けられて燃料ブロックの間に空隙が形成されていてよい。燃焼ガスは、各段のポートおよび燃料ブロックの間を順次通過して下流へと流れることができる。隣接する燃料ブロックのポートは互いにそれらの位置が９０°ずれていてよく、ポートから流出した燃焼ガスの噴流は下流の燃料に衝突し、よどみ領域において燃焼が生じる。
　ＣＡＭＵＩ方式の固体燃料では、燃料ブロックの前端面（衝突面）、後端面（衝突面に向かい合う面）、およびポート内壁が主たる燃焼面となり、加えてスペーサー内壁も燃焼させることができる。
　本開示において「酸化剤」とは、固体燃料との化学反応により酸化反応を引き起こすことができ、固体燃料を燃焼させることができる液体または気体の物質または組成物を意味する。本発明では酸化剤として液体の酸化剤を使用することが好ましい。例えば、過酸化水素水を使用することができる。
　本開示において「過酸化水素水」とは、過酸化水素（Ｈ２Ｏ２）の水溶液を意味する。
　本開示において「過酸化水素水」の「濃度」とは、過酸化水素水の総重量に対する過酸化水素の重量を百分率（％）で表した割合を意味する（単位：重量％）。あるいは、過酸化水素水の総質量に対する過酸化水素の質量を百分率（％）で表した割合を意味する（単位：質量％）。重量％と質量％は基本的には同じ値を示し、本開示においてこれらの用語は互いに交換可能に使用することができる。
　本開示において過酸化水素水の濃度は、例えば重量基準または質量基準で６５％未満であり、好ましくは６０％以下である。
　本開示では、過酸化水素水の濃度に関して、過酸化水素の発熱分解が濃度６５重量％を境界とすることから、説明の便宜上、６５重量％未満の濃度を「低濃度」と称し、６５重量％以上の濃度を「高濃度」と称する。
　過酸化水素水の濃度の下限値に特に制限はなく、０重量％よりも大きく、例えば２０重量％以上、好ましくは５０重量％以上である。
　ハイブリッドロケット燃料に含まれ得る推進剤として、例えば、硝酸、発煙硝酸、四酸化二窒素、亜酸化窒素、過塩素酸アンモニウム、硝酸アンモニウム、ニトログリセリン、ニトロセルロースおよびグリーンプロペラント（例えば、ＨＡＮ（HydroxylAmmonium Nitrate）系、ＡＤＮ（Ammonium DiNitramide）系、ＨＮＦ（Hydrazinium Nitro Formate）系の推進剤）から成る群から選択される少なくとも１種を使用してよい。
　本開示において「燃焼装置」とは、上記の燃料を燃焼させることができる装置またはシステムを意味する。
　本開示において燃焼装置は、「固体燃料を収容するための燃焼室」と、「酸素を供給するためのライン」と、「過酸化水素水を供給するためのライン」とを少なくとも備える。
　本開示において「燃焼室」とは、上記の固体燃料などの燃料を収容することができ、なおかつ、その内部で燃料を燃焼させることができるハウジングを意味する。本開示において燃焼室は「モーター・ケース」とも呼ばれ、燃料を備えた「モーター・ケース」は「ロケット・モーター」または「モーター・アセンブリ」あるいは単に「モーター」と呼ばれてよい。
　燃焼室は円筒状の形状を有することが好ましい。燃焼室の形状および寸法に特に制限はなく、燃焼室を形成する材料にも特に制限はない。
　燃焼室には、例えば、バルブ、フィルタ、ノズル（メルティングノズル、グラファイトノズルなど）、インジェクタおよび／またはアトマイザなどが任意に設けられていてよい。
　本開示において「酸素を供給するためのライン」（又は酸素供給ライン）とは、酸素供給源（例えば酸素タンクまたは液体酸素の貯蔵タンクなど）から燃焼室内に酸素（“気体”であっても“液体”であってもよい）を供給するためのラインを意味する。酸素供給ラインの形状および寸法に特に制限はなく、酸素供給ラインを形成する材料にも特に制限はない。
　本開示において「過酸化水素水を供給するためのライン」（又は過酸化水素水供給ライン）とは、過酸化水素水供給源（例えば、過酸化水素水の貯蔵タンクなど）から燃焼室内に過酸化水素水を供給するためのラインを意味する。過酸化水素水供給ラインの形状および寸法に特に制限はなく、過酸化水素水供給ラインを形成する材料にも特に制限はない。
　酸素供給ラインおよび過酸化水素水供給ラインは、直接的または間接的に燃焼室に接続されてよい。酸素供給ラインおよび過酸化水素水供給ラインは、それぞれ独立して燃焼室に接続されていてよく（図２参照）、あるいは途中で混流するように接続されていてもよい（図３参照）。
　酸素供給ラインおよび過酸化水素水供給ラインには、例えば、フィルタ、オリフィス、バルブ（ニードルバルブ、ボールバルブ、チェックバルブなど）、ノズル、メータ（フローメータなど）、センサ（温度センサ、圧力センサなど）、レギュレータ、インジェクタおよび／またはアトマイザなどが任意に設けられてよい。
　本開示において「加熱手段」とは、過酸化水素水を加熱することができる装置等を意味する。加熱手段としては、過酸化水素水を加熱することができるものであれば特に限定されず、例えば熱交換器、ヒーター等が挙げられる。
　（燃焼方法）
（態様１）
　一の態様における本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼方法（以下、「本開示の第一の燃焼方法」と呼ぶ場合もある）は、固体燃料を備えた燃焼室に酸素および過酸化水素水を供給することを含んで成る。
　本開示の第一の燃焼方法は、過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準または質量基準で６５％未満であることを特徴とする。換言すると、低濃度の過酸化水素水を使用することを特徴とする。
　低濃度の過酸化水素水は、これまでの研究によって、ハイブリッドロケットにおける固体燃料の酸化剤として一応に使用できることは知られていた。
　しかし、固体燃料の燃焼を「推力を発生させるような火炎や放炎、特に保炎を伴う本燃焼」と「本燃焼に至る火種をつくるための点火」とにわけた場合、低濃度の過酸化水素水については触媒で分解してから供給すれば燃焼はするが、そのまま触媒を通さずに噴霧した場合、保炎を伴うような「本燃焼」にまでは至らないことが問題であった。
　本願発明者らは、低濃度の過酸化水素水では燃焼室内での過酸化水素の気化が困難であると考え、低濃度の過酸化水素水とともに酸素（気体であっても液体であってよい）を燃焼室内に補助的に供給することを検討した。換言すると過酸化水素水による固体燃料の燃焼の「アシスト」として酸素を提供することを検討した。
　燃焼室内に酸素を供給することで点火の際に燃焼室内の温度が上昇し、その熱によって過酸化水素（沸点：６２．８℃（２１ｍｍＨｇ）、８０℃（４６ｍｍＨｇ）、１５１．４℃（７６０ｍｍＨｇ））をさらに気化させることで過酸化水素水中に含まれ得る過酸化水素の分解、ひいては燃焼室内での酸素分圧の上昇が期待できる。
　そこで本開示の第一の燃焼方法では、固体燃料を備えた燃焼室に低濃度の過酸化水素水とともに“酸素”を燃焼室内に供給することを特徴とする。
　低濃度の過酸化水素水とともに“酸素”を燃焼室内に供給することで「点火」だけでなく、火炎や放炎、特に保炎を伴う「本燃焼」ならびに「本燃焼」の“持続”を達成することができる。特に従前のように触媒を使用することなく、低濃度の過酸化水素水を用いて固体燃料を燃焼させることができる。
　本開示において「火炎」とは、燃焼の際に放出される光および／または熱を意味する（以下、「燃焼火炎」と呼ぶ場合もある）。
　本開示において「放炎」とは、燃焼火炎が燃焼室の外部に吹き出すことを意味する。
　本開示において「保炎」とは、燃焼火炎が少なくとも５秒間、好ましくは１０秒間以上にわたって維持されることを意味する。換言すると、少なくとも５秒間、好ましくは１０秒間以上にわたって本燃焼が持続することを意味する。
　本開示の第一の燃焼方法では酸素と過酸化水素水とを燃焼室に並行供給してよい。
　本開示において「並行供給」とは、酸素および過酸化水素水をそれぞれ別々の供給源から供給することを意味する。酸素と過酸化水素とを同時に供給することが好ましい。
　酸素および過酸化水素水を燃焼室に並行供給することによって、好ましくは酸素と過酸化水素水とを同時に供給することによって、低濃度の過酸化水素水を使用した場合であっても本燃焼の持続、特に保炎が可能となる。また、酸素の供給量をより低減させることができる。
　本開示の第一の燃焼方法では燃焼室に酸素が存在している間に過酸化水素水を供給してよい。換言すると、酸素が仕込まれた燃焼室に対して、好ましくは酸素の供給を続けながら、過酸化水素水を供給してよい。あるいは、燃焼室に酸素を供給した後、好ましくは酸素の供給を続けながら、過酸化水素水を供給してよい。そうすることで低濃度の過酸化水素水を使用した場合であっても保炎が可能となる。また、酸素の供給量をより低減させることができる。
　本開示の第一の燃焼方法では酸素および過酸化水素水をそれぞれ独立したラインから燃焼室に供給することができる。
　例えば図１に模式的に示す通り、酸素供給源（４）からライン（３）を経由して燃焼室（２）に酸素を供給することができる。
　過酸化水素水供給源（６）からライン（５）を経由して燃焼室（２）に過酸化水素水を供給することができる。
　酸素供給源（４）からライン（３）を経由して燃焼室（２）に供給され得る酸素の流量に特に制限はなく、酸素の純度が９９．９％以上の場合、酸素と過酸化水素水の流量の合計に対して、重量基準で、好ましくは５％以上９０％以下、例えば１０％以上８０％以下、１０％以上５０％以下、２０％以上４０％以下、２０％以上３５％以下の流量である。
　過酸化水素水供給源（６）からライン（５）を経由して燃焼室（２）に供給され得る過酸化水素水の流量に特に制限はなく、過酸化水素水の濃度が６５重量％未満の場合、酸素と過酸化水素水の流量の合計に対して、重量基準で、好ましくは１０％以上９５％以下、例えば２０％以上９０％以下、５０％以上９０％以下、６０％以上８０％以下、６５％以上８０％以下の流量である。
　酸素は気体として供給しても、液体として供給してもよいが、取り扱い、貯蔵、コストの観点から、酸素を気体として燃焼室に供給することが好ましい。
　過酸化水素水における過酸化水素の濃度は低濃度、すなわち重量基準で６５％未満であり、好ましくは６０％以下である。このような低濃度の過酸化水素水であっても、燃焼室に酸素を供給することによって、特に触媒を使用することなく、ハイブリッドロケット燃料の燃焼、特に保炎が可能となる。好ましくは酸素が存在している間、より好ましくは酸素の供給を続けながら、低濃度の過酸化水素水を供給することによって、酸素が仕込まれた燃焼室に対して、好ましくは酸素の供給を続けながら、低濃度の過酸化水素水を供給することによって、あるいは燃焼室に酸素を供給した後、好ましくは酸素の供給を続けながら、低濃度の過酸化水素水を供給することでハイブリッドロケット燃料の保炎が可能となる。
　酸素および過酸化水素水の両方が燃焼室内に存在または共存するように酸素が供給できれば、酸素および過酸化水素水の供給順序に特に制限はない。本開示の第一の燃焼方法では、酸素および過酸化水素水を同時供給することが好ましい。酸素および過酸化水素水を同時供給することでハイブリッドロケット燃料の保炎をより維持することができる。
　本開示の第一の燃焼方法では酸素がハイブリッドロケット燃料の燃焼、より具体的には固体燃料の燃焼をアシストすることができる。
　本開示において「燃焼をアシストする」とは、ハイブリッドロケット燃料の燃焼の際にハイブリッドロケット燃料（例えば、固体燃料と液体または気体の酸化剤とを組み合わせて使用する燃料）の燃焼に補助的に関与することを意味する。より具体的には、酸化剤として過酸化水素水を使用する場合、過酸化水素中に含まれる過酸化水素の気化や酸素への分解を促進することなどを意味する。
　酸素の供給によって過酸化水素水から過酸化水素をより多く気化させることができ、より効率よく固体燃料を燃焼させて保炎を維持することができる。
　前記過酸化水素水に対する酸素の割合は特に制限なく重量基準で等量以下（１００％以下）、例えば１０％以上９０％以下、好ましくは１０％以上７０％以下、より好ましくは１０％以上５０％以下、さらに好ましくは２０％以上５０％以下、さらにより好ましくは２５％以上５０％以下である。過酸化水素水に対して、より少ない量の酸素で保炎を維持することができる。尚、酸素の供給量は、過酸化水素水に対して過剰量であってもよい（１００％を超えていてもよい）。
　本願発明では驚くべきことに酸素を供給することで触媒を用いずとも燃焼をアシストできることから、供給される過酸化水素水は触媒に付されなくてよい。例えば非特許文献２に記載の従前の方法ではアトマイザと触媒（具体的には白金（Ｐｔ）触媒）を用いて過酸化水素を触媒分解することで点火を行っている（ただし、本燃焼への推移は見られていない）。しかし、本開示の方法では、触媒を使用することなく、点火後に本燃焼まで推移させることができる。尚、本開示の方法はアトマイザや触媒の使用を排除するものではない。
　本開示の第一の燃焼方法では、燃焼室への酸素の供給を開始し、点火後、続けて燃焼室に酸素を供給しつつ、この燃焼室に対して過酸化水素水を供給し、固体燃料の燃焼および保炎を維持することが特に好ましい。
　予め酸素を燃焼室に供給して点火することで燃焼室の温度を上昇させた状態でさらに酸素を燃焼室に供給しつつ過酸化水素水を供給することによって過酸化水素がより多く気化することができ、より効率よく固体燃料を燃焼させて保炎を維持することができる。換言すると、より少ない量の酸素で保炎を維持することができる。
（態様２）
　別の態様における本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼方法（以下、「本開示の第二の燃焼方法」と呼ぶ場合もある）は、固体燃料を備えた燃焼室に、過酸化水素水を加熱した状態で供給することを含んで成る。換言すれば、本開示の第二の燃焼方法は、固体燃料を備えた燃焼室に、高温の過酸化水素水を供給することを含む。
　本開示の第二の燃焼方法は、過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準または質量基準で６５％未満であることを特徴とする。換言すると、低濃度の過酸化水素水を使用することを特徴とする。
　本願発明者らは、低濃度の過酸化水素水では燃焼室内での過酸化水素の気化が困難であると考え、低濃度の過酸化水素水を加熱した状態で、燃焼室内に供給することを検討した。
　燃焼室に高温の過酸化水素水を供給することで、燃焼室内において過酸化水素水が気化するのに要するエネルギーが小さくなり、燃焼が促進されることが期待される。
　そこで本開示の第二の燃焼方法では、固体燃料を備えた燃焼室に、過酸化水素水を加熱した状態で供給することを特徴とする。過酸化水素水を加熱した状態で燃焼室に供給することにより、火炎や放炎、特に保炎を伴う本燃焼ならびに本燃焼の持続を達成することができる。特に従前のように触媒を使用することなく、低濃度の過酸化水素水を用いて固体燃料を燃焼させることができる。
　第二の燃焼方法において、燃焼室に供給される過酸化水素水の温度は、好ましくは１００℃以上、より好ましくは１２０℃以上、さらに好ましくは１３０℃以上であり得る。過酸化水素水の温度をより高くすることにより、本燃焼の持続、特に保炎が容易になる。
　過酸化水素水を加熱する場所は、特に限定されない。例えば、過酸化水素供給源（５６）中において加熱してもよく、過酸化水素水供給ライン（５５）において加熱してもよい。過酸化水素水供給ライン（５５）において加熱する場合、過酸化水素水供給ライン（５５）のいずれの箇所で加熱してもよく、例えば過酸化水素水供給ライン（５５）の過酸化水素供給源（５６）寄りで加熱してもよく、燃焼室（５２）寄りで加熱してもよい。
　過酸化水素水を加熱するための加熱手段は、特に限定されず、熱交換器、ヒーター等を用いることができる。
　上記本開示の第一の燃焼方法と第二の燃焼方法は、組み合わせてもよい。例えば、本開示の第一の燃焼方法において、過酸化水素水を加熱した状態で、燃焼室に供給してもよい。即ち、高温の過酸化水素水および酸素を燃焼室に供給してもよい。本開示の第一の燃焼方法と第二の燃焼方法を組み合わせることにより、本燃焼の持続、特に保炎がより容易になる。
　（燃焼装置）
（態様１）
　一の態様における本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼装置（以下、「本開示の第一の燃焼装置」と呼ぶ場合もある）は、固体燃料を収容するための燃焼室と、酸素を供給するためのラインと、過酸化水素水を供給するためのラインとを備える。酸素を供給するためのラインおよび過酸化水素水を供給するためのラインは燃焼室に接続されてよい。過酸化水素水における過酸化水素の濃度は重量基準で６５％未満である。換言すると、低濃度の過酸化水素水を使用することができる。
　例えば図１に示す通り、本開示の燃焼装置（１０）は、固体燃料（１）を収容するための燃焼室（２）と、酸素を供給するためのライン（又は酸素供給ライン）（３）と、過酸化水素水を供給するためのライン（又は過酸化水素水供給ライン）（５）とを備える。
　酸素供給ライン（３）および過酸化水素水供給ライン（５）は燃焼室（２）に接続されてよい。酸素供給ライン（３）および過酸化水素水供給ライン（５）は、例えば図１および図２に示すように直接的に燃焼室（２）に接続されてよい。あるいは、図３に示すように酸素供給ライン（３）と過酸化水素水供給ライン（５）とが結合された後に混流ラインを介して間接的に燃焼室（２）に接続されてよい。
　酸素供給ライン（３）は、酸素供給源（４）（例えば、酸素タンクまたは液体酸素の貯蔵タンクなど）に接続されてよい。
　過酸化水素水供給ライン（５）は、過酸化水素水供給源（６）（例えば、過酸化水素水の貯蔵タンクなど）に接続されてよい。
　本開示の第一の燃焼装置は、以下にて詳説する点火手段（７）をさらに備えてよい。
　本開示の第一の燃焼装置では、過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準または質量基準で６５％未満であることを特徴とする。換言すると、低濃度の過酸化水素水を使用することができる。
　本開示の第一の燃焼装置では、低濃度の過酸化水素水および酸素をそれぞれ過酸化水素水供給ライン（５）および酸素供給ライン（３）を介して燃焼室（２）に供給することができる。酸素供給ライン（３）を介して燃焼室（２）に供給され得る酸素は少量でもよい。つまり、酸素は“アシスト酸素”として、燃焼室（２）での固体燃料（１）の燃焼に寄与することができ、特に固体燃料（１）の燃焼の際に保炎を達成することができる。
　本開示の第一の燃焼装置では、酸素供給ラインと過酸化水素水供給ラインとが“直接的”に燃焼室に接続されてよい。あるいは、酸素供給ラインと過酸化水素水供給ラインとが互いに組み合わされて“間接的”に燃焼室に接続されてよい。
　本開示において酸素供給ラインおよび過酸化水素水供給ラインが“直接的”に燃焼室に接続されるとは、例えば図１に示すように酸素供給ライン（３）および過酸化水素水供給ライン（５）が互いに接続されることなく独立してそれぞれ燃焼室（２）に接続され得ることを意味する。
　例えば図２に示すように酸素供給ライン（２３）および過酸化水素水供給ライン（２５）がそれぞれ別個に燃焼室（２２）に接続されていてよい。このような構成にすることで酸素および過酸化水素水の流量をより適切に調節することができる。特に過酸化水素水に対する酸素の流量をより適切に調節することができる。そうすることで燃焼をより適切に制御することができ、燃焼における保炎をより適切に制御することができ、ひいてはより長い時間にわたって保炎を維持することができる。
　本開示において酸素供給ラインおよび過酸化水素水供給ラインが互いに組み合わされて“間接的”に燃焼室に接続されるとは、例えば図３に示すように酸素供給ライン（３３）と過酸化水素水供給ライン（３５）とが互いに接続されて混流ポイント（Ｐ１）を経由して混流ライン（Ｌ１）を介して燃焼室（３２）に接続され得ることを意味する。
　さらに、図４に示すようにパージライン（１０２）など他のラインを接続してもよい。
　本開示の第一の燃焼装置では、酸素供給ラインと過酸化水素水供給ラインとを備えることから、酸素および過酸化水素水の量をより適切に制御することができる。
　本開示の第一の燃焼装置では、過酸化水素水に対して、より少ない量の酸素（アシスト酸素）を供給することができる。より具体的には、過酸化水素水に対して酸素を重量基準で例えば１０％以上５０％以下、好ましくは２５％以上５０％以下の割合で供給することができる。このような割合で酸素を燃焼室に供給することで固体燃料の燃焼および保炎をより適切に維持することができる。
　本開示の第一の燃焼装置および燃焼方法では、保炎を維持する観点から、過酸化水素水の濃度を低減するに伴って、供給する酸素の量を増加させてもよい。そうすることで固体燃料の燃焼および保炎をより適切に維持することができる。
（態様２）
　別の態様における本開示のハイブリッドロケット燃料の燃焼装置（以下、「本開示の第二の燃焼装置」と呼ぶ場合もある）は、固体燃料を収容するための燃焼室と、過酸化水素水を供給するためのラインと、過酸化水素水を加熱するための加熱手段とを備える。
　加熱手段の配置箇所は、特に限定されず、例えば過酸化水素供給源（５６）の内部または外部に配置してもよく、過酸化水素水供給ライン（５５）の途中に配置してもよい。過酸化水素水供給ライン（５５）の途中に配置する場合、過酸化水素水供給ライン（５５）のいずれの箇所に配置してもよく、例えば過酸化水素水供給ライン（５５）の過酸化水素供給源（５６）寄りに配置してもよく、燃焼室（５２）寄りに配置してもよい。
　上記加熱手段は、例えば、熱交換器、ヒーター等が挙げられる。
　以下、本開示の燃焼装置および燃焼方法について、いくつか実施形態を挙げて詳説する。
（第１実施形態）
　図１に本開示の第１実施形態に係るハイブリッドロケット燃料の燃焼装置１０を示す。燃焼装置１０は、本開示の第一の燃焼装置に相当する。
　燃焼装置１０は、固体燃料１を収容するための燃焼室２と、酸素を供給するためのライン３（酸素供給ラインまたは単にライン）と、過酸化水素水を供給するためのライン５（過酸化水素水供給ラインまたは単にライン）とを備える。ライン３およびライン５は、それぞれ独立して燃焼室２に接続することができる。
　ライン３およびライン５は、必要に応じて互いに結合されてよく、混流ラインとして燃焼室２に接続されてよい（図３および図４参照）。
　ライン３およびライン５には、それぞれ独立して、必要に応じて、フィルタ、オリフィス、バルブ（ニードルバルブ、ボールバルブ、チェックバルブなど）、ノズル、メータ（フローメータなど）、センサ（温度センサ、圧力センサなど）、レギュレータ、インジェクタおよび／またはアトマイザなどが結合されてよい。
　ライン３には酸素供給源４が接続されてよい。酸素供給源４として、気体または液体の酸素を供給することができれば特に制限はない。酸素供給源４として、例えば、酸素タンク、液体酸素の貯蔵タンクなどを使用することができる。酸素供給源４には流量を調節するためのレギュレータ（図示せず）が設けられてよい。
　ライン５には過酸化水素水供給源６が接続されてよい。過酸化水素水供給源６として、液体の過酸化水素水を供給することができれば特に制限はない。過酸化水素水供給源６として、例えば、過酸化水素水の貯蔵タンクなどを使用することができる。
　固体燃料１を備えた燃焼室２（「ロケット・モーター」、「モーター・アセンブリ」または「モーター」）には、燃焼効率をより向上させるためにインジェクタやアトマイザ、触媒、ノズル、ジャケット（例えば水冷ジャケット）などが必要に応じて設けられていてよい。
　固体燃料１は、例えば断熱材に包まれて燃焼室２の内部に配置されていてよい。断熱材として、例えばガラス繊維強化プラスチック（ＧＦＲＰ）などを使用することができる。
　固体燃料１として、燃焼特性および高推力化の観点から、例えば図１７に示す縦列多段衝突噴流（ＣＡＭＵＩ）方式の燃料グレインを使用してよい。
　モーターには点火手段７が接続されていてよい（以下、「点火装置」または「点火デバイス」と呼ぶ場合もある）。点火手段７は、点火により少なくとも酸素を燃焼させることができるものであれば特に制限はない。点火手段７による点火として、例えば、アーク点火、レーザー点火、固体爆薬点火、電気プラズマ点火、ガストーチ点火および／または加熱点火などが挙げられる。点火のタイミングに特に制限はない。
　燃焼装置１０では、酸素供給源４および過酸化水素水供給源６からそれぞれ独立して酸素および過酸化水素水を燃焼室２に供給することができる。そのため酸素および過酸化水素水の流量をそれぞれ適切に調節することができる。特に少量の酸素（またはアシスト酸素）を燃焼室２に供給することができる。燃焼装置１０では、酸素および過酸化水素水の両方を燃焼室２に供給することができる。より好ましくは酸素および過酸化水素水を燃焼室２に同時供給することができる。
　例えば、酸素供給源４および過酸化水素水供給源６から酸素および過酸化水素水を燃焼室２に並行供給することができる。あるいは、酸素が仕込まれた燃焼室２に対して、好ましくは酸素を供給しつつ、過酸化水素水を供給してもよいし、酸素供給源４から燃焼室２に酸素を供給した後、好ましくは酸素を供給しつつ、過酸化水素水供給源６から過酸化水素水を燃焼室２に供給してもよい。より具体的には、酸素供給源４から燃焼室２への酸素の供給を開始し、点火手段７で点火後、続けて酸素供給源４から燃焼室２に酸素を供給しつつ、燃焼室２に対して過酸化水素水供給源６から過酸化水素水を供給することができる。
　燃焼装置１０において、過酸化水素水における過酸化水素の濃度は重量基準または質量基準で６５％未満、好ましくは６０％以下である。
（第２実施形態）
　図２に本開示の第２実施形態に係るハイブリッドロケット燃料の燃焼装置２０を示す。燃焼装置２０は、例えば図１に示す燃焼装置１０をより具体的に示したものである。燃焼装置２０は、本開示の第一の燃焼装置に相当する。
　例えば、燃焼装置２０は、バルブＶ１，Ｖ２、レギュレータＲ１，Ｒ２、圧送タンク２８および圧送ライン２９を設けたこと以外は、図１に示す燃焼装置１０と同様に構成することができる。
　図２に示す固体燃料２１、燃焼室２２、酸素供給ライン２３、酸素供給源２４、過酸化水素水供給ライン２５、過酸化水素水供給源２６および点火手段２７は、それぞれ図１に示す固体燃料１、燃焼室２、酸素供給ライン３、酸素供給源４、過酸化水素水供給ライン５、過酸化水素水供給源６および点火手段７に対応する。
　図２に示す燃焼装置２０では、酸素供給源２４として、例えば気体の酸素を供給することができる酸素タンクを用いることができる。酸素供給源２４にはレギュレータＲ１が接続されてよく、酸素供給源２４から流出する酸素の流量を調節することができる。
　酸素供給源２４およびレギュレータＲ１に接続され得る酸素供給ライン２３は、バルブＶ１を介して、燃焼室２２に接続されてよい。
　バルブＶ１は、必要に応じてコントローラ（図示せず）に接続されていてよく、酸素供給ライン２３を通過する酸素の流量をより適切に調節することができる。
　図２に示す燃焼装置２０では、過酸化水素水供給源２６と燃焼室２２との間に設けられ得る過酸化水素水供給ライン２５にバルブＶ２が配置されていてよい。
　バルブＶ２は、必要に応じてコントローラ（図示せず）に接続されていてよく、過酸化水素水供給ライン２５を通過する過酸化水素水の流量をより適切に調節することができる。
　過酸化水素水供給源２６には圧送ライン２９を介して窒素などの圧送ガスを供給することができる圧送タンク２８が接続されてよい。圧送タンク２８として、例えば気体の窒素を供給することができる窒素タンクを用いることができる。窒素ガスは安価であるため好ましい。他の不活性ガス、例えばヘリウム、アルゴンなどを使用してもよい。
　圧送タンク２８にはレギュレータＲ２が接続されていてよく、圧送タンク２８から流出するガス、ひいては過酸化水素水供給源２６からライン２５を経由して流出する過酸化水素水の流量をより適切に調節することができる。
　図２に示す燃焼装置２０では、バルブＶ１およびＶ２を設けることによって、過酸化水素水に対する酸素の割合を重量基準で例えば１０％以上５０％以下、好ましくは２５％以上５０％以下で調節することができ、アシスト量の酸素をより適切に燃焼室に供給することができる。
（第３実施形態）
　図３に本開示の第３実施形態に係るハイブリッドロケット燃料の燃焼装置３０を示す。燃焼装置３０は、例えば図２に示す燃焼装置２０を改変したものである。燃焼装置３０は、本開示の第一の燃焼装置に相当する。
　具体的には、燃焼装置３０は、酸素供給ライン３３と過酸化水素水供給ライン３５との混流ポイントＰ１および混流ラインＬ１を設けたこと以外は、図２に示す燃焼装置２０と同様に構成することができる。なお、混流ラインＬ１は、酸素供給ライン３３の一部であっても、過酸化水素水供給ライン３５の一部であってもよい。
　混流ポイントＰ１および混流ラインＬ１を設けることによって、過酸化水素水をより効率よく噴霧することができる。
　図３に示す固体燃料３１、燃焼室３２、酸素供給ライン３３、酸素供給源３４、過酸化水素水供給ライン３５、過酸化水素水供給源３６、点火手段３７、圧送タンク３８、圧送ライン３９、バルブ（Ｖ３，Ｖ４）、レギュレータ（Ｒ３，Ｒ４）は、それぞれ図２に示す固体燃料２１、燃焼室２２、酸素供給ライン２３、酸素供給源２４、過酸化水素水供給ライン２５、過酸化水素水供給源２６、点火手段２７、圧送タンク２８、圧送ライン２９、バルブ（Ｖ１，Ｖ２）、レギュレータ（Ｒ１，Ｒ２）に対応する。
　図３に示す燃焼装置３０に酸素供給ライン３３と過酸化水素水供給ライン３５との混流ポイントＰ１および混流ラインＬ１を設けることによって、適切な割合で混流した酸素と過酸化水素水とを燃焼室３２により適切に同時供給することができる。また、混流ラインＬ１に必要に応じてインジェクタ、アトマイザおよび／または触媒などを接続することができる。
　また、酸素供給ライン３３と過酸化水素水供給ライン３５との混流ポイントＰ１にアダプタやマニホールドなど他の部材を別途に設けてもよい。
（第４実施形態）
　図４に本開示の第４実施形態に係るハイブリッドロケット燃料の燃焼装置４０を示す。燃焼装置４０は、例えば図３に示す燃焼装置３０を改変したものである。燃焼装置４０は、本開示の第一の燃焼装置に相当する。
　具体的には、燃焼装置４０は、パージタンク１０１、パージライン１０２、混流ポイントＰ３、混流ラインＬ３、バルブＶ７およびレギュレータＲ７を設けたこと以外は、図３に示す燃焼装置３０と同様に構成することができる。なお、混流ラインＬ３は、酸素供給ライン４３の一部であっても、過酸化水素水供給ライン４５の一部であってもよい。
　図４に示す固体燃料４１、燃焼室４２、酸素供給ライン４３、酸素供給源４４、過酸化水素水供給ライン４５、過酸化水素水供給源４６、点火手段４７、圧送タンク４８、圧送ライン４９、バルブ（Ｖ５，Ｖ６）、レギュレータ（Ｒ５，Ｒ６）、混流ポイントＰ２、混流ラインＬ２は、それぞれ図３に示す固体燃料３１、燃焼室３２、酸素供給ライン３３、酸素供給源３４、過酸化水素水供給ライン３５、過酸化水素水供給源３６、点火手段３７、圧送タンク３８、圧送ライン３９、バルブ（Ｖ３，Ｖ４）、レギュレータ（Ｒ３，Ｒ４）、混流ポイントＰ１、混流ラインＬ１に対応する。
　燃焼装置４０にパージタンク１０１、パージライン１０２、混流ポイントＰ３、混流ラインＬ３、バルブＶ７およびレギュレータＲ７を設けることによって、例えば、燃焼の終了後に燃焼室４２のパージが可能となる。燃焼室４２のパージは燃焼サイクルの開始前および／または開始後に行うことが好ましい。
　パージタンク１０１として、例えば、気体の窒素を供給することができる窒素タンクを用いることができる。窒素ガスは安価であるため好ましい。他の不活性ガス、例えばヘリウム、アルゴンなどを使用してもよい。
　パージタンク１０１にはレギュレータＲ７が接続されてよく、パージタンク１０１から流出するパージガスの流量をより適切に調節することができる。
　バルブＶ７は、必要に応じてコントローラ（図示せず）に接続されていてよく、パージライン１０２を通過するパージガスの流量をより適切に調節することができる。
　酸素供給ライン４３とパージライン１０２との混流ポイントＰ３にアダプタやマニホールドなど他の部材を別途に設けてもよい。また、混流ポイントＰ３を混流ラインＬ２に設けてもよい。
　上記の実施形態において、各構成は必要に応じて適宜組み合わせて使用してよく、また他の構成（例えばバルブ、フィルタ、オリフィス、ノズル、メータ、センサ、アクチュエータ、レギュレータ、インジェクタおよび／またはアトマイザなど）を必要に応じて追加してよい。
（第５実施形態）
　図５に本開示の第５実施形態に係るハイブリッドロケット燃料の燃焼装置５０を示す。燃焼装置５０は、本開示の第二の燃焼装置に相当する。
　燃焼装置５０は、固体燃料５１を収容するための燃焼室５２と、過酸化水素水を供給するためのライン５５（過酸化水素水供給ラインまたは単にライン）と、過酸化水素水を加熱するための加熱手段５８を備える。ライン５５は、燃焼室５２に接続される。
　ライン５５は、図１に示す燃焼装置１０のライン５と同じものであってもよい。
　加熱手段５８は、ライン５５のいずれの位置に設置されていてもよい。好ましくは、加熱手段５８は、燃焼室５２への供給口近傍に設けられる。
　図５に示す固体燃料５１、燃焼室５２、過酸化水素水供給ライン５５、過酸化水素水供給源５６、点火手段５７は、それぞれ図１に示す固体燃料１、燃焼室２、過酸化水素水供給ライン５、過酸化水素水供給源６、点火手段７に対応する。
　実施例１
　燃焼装置の準備
　図３に示すように燃焼装置を組み立てた。
　　固体燃料：ポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）から作製された縦列多段衝突噴流方式（ＣＡＭＵＩ（CAscaded MUltistage Impinging-jet） type）の固体燃料（図１７参照）、同じくポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）から作製されたスペーサー（８ｍｍ）を使用した（図６（Ａ））。
　　燃焼室：内部を可視化するためにポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）から作製されたモーター・ケースを使用した（下端にグラファイトノズルを設けた（ノズル径：４ｍｍ））。
　　点火手段：ＤＣ電源（２４Ｖ）に接続されたニクロム線（発熱体）
　　酸素供給源：酸素タンク
　　酸素供給ライン：ステンレス製の管（１／４インチ Swagelok（登録商標）社製のチューブ）
　　過酸化水素水供給源：６０重量％過酸化水素水の貯蔵タンク（窒素で圧送）
　　過酸化水素水供給ライン：ステンレス製の管（１／４インチ Swagelok（登録商標）社製のチューブ）
　　インジェクタ：モーター・ケース上部
　燃焼サイクル
　燃焼サイクルおよび燃焼結果を図７の写真および図７の燃焼履歴に示す。
　（Ａ－１）ニクロム線に２４Ｖの電圧を印加し、ニクロム線を８秒間加熱した
　（Ａ－２）ガス酸素を１．５ｇ／ｓの流量で供給した
　（Ｂ）２秒間にわたって点火した
　（Ｃ）ガス酸素を供給し続けたまま過酸化水素水を４．５ｇ／ｓの流量で５秒間にわたって供給した（酸素：過酸化水素水の重量比＝２０：８０）
　（Ｄ）酸素および過酸化水素水の供給を停止した
　図６（Ａ）は「点火前」の状態を示し、図６（Ｂ）は「点火」の状態を示し、図６（Ｃ）は「保炎」の状態を示し、図６（Ｄ）は「供給停止」の状態を示す。図６（Ｅ）は点火時（左）と保炎時（右）との火炎の様子を対比して示す。
　図７は実施例１で行った燃焼実験の履歴を示す。
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：１．５ｇ／ｓ）、２秒間にわたって点火（加熱）した後、燃焼室にガス酸素を供給しつつ、この燃焼室に対して過酸化水素水を供給したところ（流量：４．５ｇ／ｓ）（酸素：過酸化水素水の重量比＝２０：８０）（酸素：過酸化水素のモル比＝３０：７０）、ガス酸素と過酸化水素水との同時供給によって本燃焼に推移し、少なくとも５秒間にわたって保炎を維持することができた（図６（Ｃ）参照）。
　燃焼室圧力は最大で０．６ＭＰａ直前まで上昇した。
　実施例２
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：１．５ｇ／ｓ）、２秒間にわたって点火した後、燃焼室にガス酸素を供給しつつ、過酸化水素水を３ｇ／ｓの流量で供給したことを除いて（酸素：過酸化水素水の重量比＝３３：６６）（酸素：過酸化水素のモル比＝５０：５０）、実施例１と同様に燃焼実験を行った。燃焼室圧力は最大で０．５ＭＰａ直前まで上昇した。
　燃焼実験の履歴を図８に示す。実施例２においてもガス酸素と過酸化水素水との同時供給によって本燃焼に推移し、少なくとも５秒間にわたって保炎を維持することができた。
　実施例３
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：１．５ｇ／ｓ）、２秒間にわたって点火した後、燃焼室にガス酸素を供給しつつ、過酸化水素水を２秒間にわたって供給し、その後、ガス酸素の供給を停止し、その後、４秒間にわたって過酸化水素水のみを２．５ｇ／ｓの流量で供給したことを除いて、実施例１と同様に燃焼実験を行った。
　燃焼実験の履歴を図９に示す。実施例３においてもガス酸素と過酸化水素水との同時供給によって本燃焼に推移し、少なくとも２秒間にわたって保炎を維持することができた。ただし、ガス酸素の供給を停止した直後、火炎は消失した。
　実施例４
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：２．０ｇ／ｓ）、３秒間にわたって点火した後、燃焼室にガス酸素を供給しつつ、過酸化水素水を２．５～３．５ｇ／ｓの流量で供給したことを除いて（酸素：過酸化水素水の重量比＝４０：６０）（酸素：過酸化水素のモル比＝６０：４０）、実施例１と同様に燃焼実験を行った。燃焼室圧力は最大で０．６８ＭＰａまで上昇した。
　燃焼実験の履歴を図１０に示す。実施例４においてもガス酸素と過酸化水素水との同時供給によって本燃焼に推移し、少なくとも１５秒間にわたって保炎を維持することができた。
　実施例５
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：２．０ｇ／ｓ）、３秒間にわたって点火した後、燃焼室にガス酸素を供給しつつ、過酸化水素水を０．５ｇ／ｓの流量で供給したことを除いて（酸素：過酸化水素水の重量比＝８０：２０）（酸素：過酸化水素のモル比＝９０：１０）、実施例１と同様に燃焼実験を行った。燃焼室圧力は最大で０．５１ＭＰａまで上昇した。
　実施例５においてもガス酸素と過酸化水素水との同時供給によって本燃焼に推移し、少なくとも１５秒間にわたって保炎を維持することができた。
　実施例６
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：２．０ｇ／ｓ）、３秒間にわたって点火した後、燃焼室にガス酸素を供給しつつ、過酸化水素水を０．３ｇ／ｓの流量で供給したことを除いて（酸素：過酸化水素水の重量比＝８７：１３）（酸素：過酸化水素のモル比＝９５：５）、実施例１と同様に燃焼実験を行った。燃焼室圧力は最大で０．５４ＭＰａまで上昇した。
　実施例６においてもガス酸素と過酸化水素水との同時供給によって本燃焼に推移し、少なくとも１５秒間にわたって保炎を維持することができた。
　実施例７
　図５に示すように燃焼装置を組み立てた。
　　固体燃料：ポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）から作製された縦列多段衝突噴流方式（ＣＡＭＵＩ（CAscaded MUltistage Impinging-jet） type）の固体燃料（図１７参照）、同じくポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）から作製されたスペーサー（８ｍｍ）を使用した。
　　燃焼室：内部を可視化するためにポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）から作製されたモーター・ケースを使用した（下端にグラファイトノズルを設けた（ノズル径：４ｍｍ））。
　　点火手段：ＤＣ電源（２４Ｖ）に接続されたニクロム線（発熱体）
　　過酸化水素水供給源：６０重量％過酸化水素水の貯蔵タンク（窒素で圧送）
　　過酸化水素水供給ライン：ステンレス製の管（１／４インチ Swagelok（登録商標）社製のチューブ）
　　加熱手段：熱交換器（１５０℃）
　　インジェクタ：モーター・ケース上部
　燃焼サイクル
　燃焼サイクルおよび燃焼結果を図１１および１２の燃焼履歴に示す。
　（Ａ）ニクロム線に２４Ｖの電圧を印加し、ニクロム線を８秒間加熱した
　（Ｂ）過酸化水素水を１．２～２．３ｇ／ｓの流量で供給した
　（Ｃ）２秒間にわたって点火した
　（Ｄ）過酸化水素水を５０秒間にわたって供給した
　（Ｅ）過酸化水素水の供給を停止した
　図１１および１２は実施例７で行った燃焼実験の履歴を示す。
　燃焼室への加熱された過酸化水素水の供給を開始し（流量：１．２～２．３ｇ／ｓ）、２秒間にわたって点火（加熱）した後、燃焼室に対して加熱した過酸化水素水を供給し続けたところ、本燃焼に推移し、少なくとも５０秒間にわたって保炎を維持することができた。燃焼室への供給口近傍における過酸化水素水の温度は、１２０℃以上であった。
　燃焼室圧力は最大で０．２ＭＰａ直前まで上昇した。
　比較例１
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：２ｇ／ｓ）、２秒間にわたって点火した後、燃焼室へのガス酸素の供給を停止し、燃焼室に対して過酸化水素水のみを供給したところ（流量：８ｇ／ｓ）、即座に火炎が消失した。燃焼実験の履歴を図１３に示す。
　比較例２
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：２．８ｇ／ｓ）、２秒間にわたって点火した後、続けて燃焼室に対してガス酸素のみを３秒間供給したところ（流量：２．８ｇ／ｓ）、点火が確認された。燃焼室圧力は概して０．４ＭＰａまでしか上昇しなかった。燃焼実験の履歴を図１４に示す。
　比較例３
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：２ｇ／ｓ）、２秒間にわたって点火した後、燃焼室へのガス酸素の供給を停止し、燃焼室に対して過酸化水素水のみを供給したところ（流量：３ｇ／ｓ）、即座に火炎が消失した。燃焼実験の履歴を図１５に示す。
　比較例４
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：２ｇ／ｓ）、３秒間にわたって点火した後、燃焼室へのガス酸素の供給を停止し、燃焼室に対して過酸化水素水のみを供給したところ（流量：５．１ｇ／ｓ）、即座に火炎が消失した。燃焼室圧力は概して０．２ＭＰａまでしか上昇しなかった。
　比較例５
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：２ｇ／ｓ）、３秒間にわたって点火した後、燃焼室へのガス酸素の供給を停止し、燃焼室に対して過酸化水素水のみを供給したところ（流量：３．１ｇ／ｓ）、即座に火炎が消失した。燃焼室圧力は概して０．２ＭＰａまでしか上昇しなかった。
　比較例６
　燃焼室へのガス酸素の供給を開始し（流量：２ｇ／ｓ）、３秒間にわたって点火した後、燃焼室へのガス酸素の供給を停止し、燃焼室に対して過酸化水素水のみを供給したところ（流量：１０．５ｇ／ｓ）、即座に火炎が消失した。尚、比較例６ではメルティングノズルを用いて燃焼室圧力を０．６ＭＰａまで上昇させたが、保炎することはできなかった。
　実施例１～６の結果から、酸素供給ラインおよび過酸化水素水供給ラインから酸素および過酸化水素水をそれぞれ供給し、酸素と過酸化水素水を燃焼室に同時供給することによって、より向上した燃焼性を得ることができた。特に保炎を維持することができた。
　対して、過酸化水素水のみを供給した比較例１および比較例３～６では、過酸化水素を供給すると直ちに火炎が消失し、保炎することができなかった。ガス酸素のみを供給した比較例２では、点火が確認され、ガス酸素のみで行った燃焼実験での燃焼室圧力を取得した。
　以上のことから、低濃度の過酸化水素水とともに酸素が存在することによって酸素が燃焼をアシストしていることが実証されている。
　燃焼室に酸素を供給し続けることによって、酸素の燃焼（点火）による火炎からの熱を過酸化水素水が貰い、その中の過酸化水素がその沸点（例えば１２２℃）まで加熱されて気化していると考えられる。それに伴って体積および燃焼室圧力が増加し、加えて過酸化水素が酸素へ分解されることにより燃焼がよりアシストされて燃焼がさらに促進されたと考えられる。
　酸素と過酸化水素水との同時供給においては、過酸化水素水が酸素の燃焼ガスと共にＣＡＭＵＩ燃料内を流れていくうちに、水の蒸発および過酸化水素の沸点（例えば１２２℃）までの温度上昇が達成され、過酸化水素が気化していると考えられる。これによって、液体から気体への状態変化による体積の増加によって燃焼室圧力が増加したと考えられる。そして、ＣＡＭＵＩ燃料の最上端面に限らず、気化が起きたタイミグで酸素が発生し、燃焼が生じることにより２段目以降の下流側にも火炎が生じていると考えられる（図６（Ｃ）および（Ｅ））。
　尚、過酸化水素水のみを供給した比較例１および比較例３～６では、ガス酸素による熱の供給が停止されることから、この分の熱量を酸素点火の熱から得ることは難しく、保炎が維持できなかったと考えられる。
　また、上記の実施例１～６の結果から、低濃度の過酸化水素水を使用した場合であっても、触媒を通さずに過酸化水素水を大流量で供給することができ、そのような場合であっても、ハイブリッドロケット燃料の燃焼、特に保炎が維持できることがわかった。
　本開示の燃焼方法および燃焼装置は、推進剤として低濃度（６５重量％未満）の過酸化水素水を使用することから、安全性、輸送性、貯蔵性、入手性などに優れるとともに、酸素を供給することでより向上した燃焼性を有することから、ハイブリッドロケットのキックモーターなどに使用することができる。
　本開示の燃焼方法および燃焼装置によって革新的な軌道変換能力を得ることができる。
　例えば、本開示の燃焼方法および燃焼装置によって、０．７～１．２ｋｍ／ｓの加速能力を提供することができ、例えば、静止遷移軌道（ＧＴＯ）などから、例えば月や火星、金星へのフライバイ軌道に乗り換えることができる。
　　１，２１，３１，４１，５１　　　　　　固体燃料
　　２，２２，３２，４２，５２　　　　　　燃焼室
　　３，２３，３３，４３　　　　　　　　　ライン／酸素供給ライン
　　４，２４，３４，４４　　　　　　　　　酸素供給源
　　５，２５，３５，４５，５５　　　　　　ライン／過酸化水素水供給ライン
　　６，２６，３６，４６，５６　　　　　　過酸化水素水供給源
　　７，２７，３７，４７，５７　　　　　　点火手段
　　１０，２０，３０，４０，５０　　　　　燃焼装置
　　２８，３８，４８　　　　　　　　　　　圧送タンク
　　２９，３９，４９　　　　　　　　　　　圧送ライン
　１０１　　　　　　　　　　　　　　　　　パージタンク
　１０２　　　　　　　　　　　　　　　　　パージライン
　　Ｒ１，Ｒ２，Ｒ３，Ｒ４，Ｒ５，Ｒ６，Ｒ７　レギュレータ
　　Ｖ１，Ｖ２，Ｖ３，Ｖ４，Ｖ５，Ｖ６，Ｖ７　バルブ
　　Ｐ１，Ｐ２，Ｐ３　　　　　　　　　　　混流ポイント
　　Ｌ１．Ｌ２．Ｌ３　　　　　　　　　　　混流ライン

Claims (19)

  1. 　固体燃料を備えた燃焼室に過酸化水素水を供給することを含むハイブリッドロケット燃料の燃焼方法であって、
    　前記過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準で６５％未満であり、
    　（ｉ）前記燃焼室に酸素および前記過酸化水素水を供給すること、および（ｉｉ）前記過酸化水素水を、前記燃焼室に供給する前に加熱すること、の少なくとも一方を含む、
    ハイブリッドロケット燃料の燃焼方法。
  2. 　（ｉ）前記燃焼室に酸素および前記過酸化水素水を供給することを含む、請求項１に記載のハイブリッドロケット燃料の燃焼方法。
  3. 　前記酸素と前記過酸化水素水とを前記燃焼室に並行供給する、請求項２に記載の燃焼方法。
  4. 　前記酸素が仕込まれた前記燃焼室に対して前記過酸化水素水を供給する、請求項２または３に記載の燃焼方法。
  5. 　前記燃焼室に前記酸素を供給した後に前記過酸化水素水を供給する、請求項２～４のいずれかに記載の燃焼方法。
  6. 　前記酸素および前記過酸化水素水をそれぞれ独立したラインから前記燃焼室に供給する、請求項２～５のいずれかに記載の燃焼方法。
  7. 　前記酸素を気体として前記燃焼室に供給する、請求項２～６のいずれかに記載の燃焼方法。
  8. 　前記酸素が前記ハイブリッドロケット燃料の燃焼をアシストする、請求項２～７のいずれかに記載の燃焼方法。
  9. 　前記過酸化水素水に対する前記酸素の割合が重量基準で１０％以上５０％以下である、請求項２～８のいずれかに記載の燃焼方法。
  10. 　前記燃焼室への前記酸素の供給を開始し、点火後、前記燃焼室に酸素を供給しつつ、前記燃焼室に対して前記過酸化水素水を供給し、前記固体燃料の燃焼および保炎を維持する、請求項２～９のいずれかに記載の燃焼方法。
  11. 　（ｉｉ）前記過酸化水素水を、前記燃焼室に供給する前に加熱することを含む、請求項１に記載のハイブリッドロケット燃料の燃焼方法。
  12. 　前記過酸化水素水を、１００℃以上に加熱した状態で、前記燃焼室に供給する、請求項１１に記載のハイブリッドロケット燃料の燃焼方法。
  13. 　前記過酸化水素水における前記過酸化水素の濃度が重量基準で６０％以下である、請求項１～１２のいずれかに記載の燃焼方法。
  14. 　前記供給される前記過酸化水素水が触媒に付されない、請求項１～１３のいずれかに記載の燃焼方法。
  15. 　固体燃料を収容するための燃焼室と、酸素を供給するためのラインと、過酸化水素水を供給するためのラインとを備え、前記酸素を供給するためのラインおよび前記過酸化水素水を供給するためのラインが前記燃焼室に接続されている、ハイブリッドロケット燃料の燃焼装置。
  16. 　前記酸素を供給するためのラインと前記過酸化水素水を供給するためのラインとが互いに組み合わされて前記燃焼室に接続されている、請求項１５に記載の燃焼装置。
  17. 　前記酸素を供給するためのラインおよび前記過酸化水素水を供給するためのラインがそれぞれ別個に前記燃焼室に接続されている、請求項１５に記載の燃焼装置。
  18. 　前記過酸化水素水における過酸化水素の濃度が重量基準で６５％未満である、請求項１５～１７のいずれかに記載の燃焼装置。
  19. 　前記過酸化水素水に対して前記酸素が重量基準で１０％以上５０％以下の割合で供給されることによって前記固体燃料の燃焼および保炎を維持する、請求項１５～１８のいずれかに記載の燃焼装置。
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