JP2008111340A - ロケット用噴射器及び燃焼器 - Google Patents

Abstract

【課題】ロケット用噴射器からの定在波に起因する燃焼室内における燃焼振動の増幅を抑制することができるロケット用噴射器及びロケット用燃焼器を提供する。
【解決手段】酸化剤と燃料とが混合して燃焼可能な燃焼室３と、筒状に形成され内部に設けられた酸化剤流路２３から前記燃焼室３に向けて前記酸化剤を噴射可能であると共に前記燃料が噴射される前記燃焼室３の噴射面３１より先端部２１ａが前記燃焼室３側に突出した内筒２１とを備えるので、ロケット用噴射器からの定在波に起因する燃焼室３内における燃焼振動の増幅を抑制することができる。
【選択図】図１

Description

本発明は、ロケット用噴射器及びロケット用燃焼器に関し、特に、酸化剤と燃料とを混合し燃焼させることによって推力を得るロケットエンジンに適用されるロケット用噴射器及びロケット用燃焼器に関するものである。

従来のロケットエンジンに搭載されるロケット用燃焼器は、多数の噴射器（Ｉｎｊｅｃｔｏｒ） 、燃焼室（Ｃｏｍｂｕｓｔ ｉｏｎ Ｃｈａｍｂｅｒ）、ノズル（Ｎｏｚｚｌｅ）等から構成され、推進剤である燃料の化学反応によるエネルギーを排気運動に変換することで推力を得るものである。すなわち、噴射器から燃料（例えば水素ガス：ＧＨ₂） と酸化剤（例えば液体酸素：ＬＯｘ）が燃焼室に噴射注入され、着火された後、燃焼室内部で発生した燃焼ガスがノズルにより絞られ、燃焼ガス排出方向へ排出され推力を生じる。

このようなロケット用燃焼器では、近年のロケットエンジンの高効率化要求により、燃焼室で局所的にエネルギー密度の非常に高い高負荷の燃焼を行う必要があるため、燃焼室において、面モードの音響と共鳴する燃焼振動の発生が問題となる。特に、燃焼室の内径が一定であるような燃焼器においては、固有振動数をもつ燃焼振動が生じ、燃焼時に問題となる。

このような燃焼室内における共鳴現象を抑制するため、従来のロケット用燃焼器では、燃焼室内における燃料及び酸化剤の噴射面近傍にバッフルブレード（Ｂａｆｆｌｅ Ｂｌａｄｅ）及びバッフルハブ（Ｂａｆｆｌｅ Ｈｕｂ）を装着し、これにより燃焼室内において面モードの発生を抑え、燃焼振動を抑制するものがある。

しかしながら、この場合、高温の燃焼ガス中にバッフルブレード及びバッフルハブを挿入するため、これらを冷却する必要があり、燃焼器の構造が複雑化すると伴に、冷却効果により燃焼効率の低下を招くことがある。また、バッフルブレード及びバッフルハブの装着そのものがロケット用燃焼器の自重の増加となり、ロケットエンジンの高効率化要求に反した要因となる。

この問題に対し、例えば、特許文献１に記載されたロケット用噴射器では、燃焼室の噴射面が形成される壁の背面に接続されたＬＯｘポストと、ＬＯｘポスト内に設けられ、ＬＯｘの流れを整流するオリフィスとを備え、ＬＯｘポスト内に形成される定在波と燃焼室の面モードの音響周波数とが共鳴しないように、噴射時にＬＯｘポスト内に形成される定在波の周波数が燃焼室の面モードの音響周波数から離調するように、又は定在波を抑制するように、オリフィスのＬＯｘポスト内での設置位置、オリフィスの形状と部材、又はＬＯｘポスト内に設けられる緩衝部材が決定される。そしてこれにより、ロケット用噴射器からの定在波の周波数が、燃焼室内の面モードの音響周波数からズラされ、燃焼器内におけるロケット用噴射器からの定在波に起因する燃焼振動の増幅が抑制される。

特開２００６−９７６３９号公報

ところで、このようなロケット用燃焼器において、多数の噴射管から構成される噴射器は、上述のようにＬＯｘ及びＧＨ₂を燃焼室内に噴射し、微細化混合させて燃焼させるものであり、ロケットエンジンの性能を決定する主な要素の１つである。そして、このような従来の噴射器として、例えば、内側にＬＯｘを１０〜２０ｍ／Ｓの速度で通す流路が形成された内筒と、内筒との間にアニューラ状外側空隙を形成し、この空隙にＧＨ₂をＬＯｘの約１０倍の速度で通す外筒とを備え、さらに、内筒を外筒よりも短くすることで内筒の燃焼室側端部にリセスを設け、このリセス内でＬＯｘとＧＨ₂とがぶつかり合うことでその微粒化及び混合を促進させるものがある。

しかしながら、このような従来の噴射器では、噴射器出口においてＬＯｘとＧＨ₂との混合に乱れが生じ、これによりリセス内の圧力変動が大きくなり、この圧力変動が内筒内に伝播すると共にＧＨ₂の一部が内筒内上流側に入ったり出たりすることで、内筒内のＬＯｘ流量が周期的に変動してしまう。この結果、内筒内のＬＯｘ液柱において固有振動数の定在波を励振し、この定在波と燃焼室の面モードの音響周波数とが共鳴し、燃焼振動を増幅してしまうおそれがある。

そこで本発明は、ロケット用噴射器からの定在波に起因する燃焼室内における燃焼振動の増幅を抑制することができるロケット用噴射器及びロケット用燃焼器を提供することを目的とする。

上記の目的を達成するための請求項１の発明のロケット用噴射器は、酸化剤と燃料とが混合して燃焼可能な燃焼室と、筒状に形成され内部に設けられた酸化剤流路から前記燃焼室に向けて前記酸化剤を噴射可能であると共に前記燃料が噴射される前記燃焼室の噴射面より先端部が前記燃焼室側に突出した内筒とを備えることを特徴とする。

請求項２の発明のロケット用噴射器では、前記内筒は、前記噴射面からの前記先端部の突出量が少なくとも０より大きく、かつ、該内筒の外径の１．０倍以下に設定されることを特徴とする。

請求項３の発明のロケット用噴射器では、前記内筒の先端部は、内径が前記燃焼室に向かって小さくなることを特徴とする。

請求項４の発明のロケット用噴射器では、前記内筒の外周を覆って筒状に形成され前記噴射面に接続されると共に前記内筒との間の燃料流路から前記燃焼室に向けて前記燃料を噴射可能な外筒を備えることを特徴とする。

請求項５の発明のロケット用噴射器では、前記燃料流路の先端部は、外径が前記燃焼室に向かって小さくなることを特徴とする。

請求項６の発明のロケット用噴射器では、前記燃料流路の先端部は、内径が前記燃焼室に向かって小さくなることを特徴とする。

上記の目的を達成するための請求項７の発明のロケット用燃焼器は、酸化剤と燃料とが混合し燃焼して燃焼ガスが発生する燃焼室と、筒状に形成され内部に設けられた酸化剤流路から前記燃焼室に向けて前記酸化剤を噴射可能であると共に前記燃料が噴射される前記燃焼室の噴射面より先端部が前記燃焼室側に突出した内筒と、前記内筒の外周を覆って筒状に形成され前記噴射面に接続されると共に前記内筒との間の燃料流路から前記燃焼室に向けて前記燃料を噴射可能な外筒とを有する複数の噴射器と、前記燃焼室に接続され、該燃焼室から噴射される前記燃焼ガスの出口を絞り込むことで推力を上げるノズルとを備えることを特徴とする。

請求項１の発明のロケット用噴射器によれば、筒状に形成され内部に設けられた酸化剤流路から燃焼室に向けて酸化剤を噴射可能である内筒の先端部を燃料が噴射される燃焼室の噴射面より燃焼室側に突出して設けたことで、酸化剤と燃料とが比較的に容積の大きい燃焼室内で混合されるため酸化剤と燃料との混合の乱れに起因した圧力変動が抑制され、これにより、内筒内に伝播する圧力変動が小さくなると共に燃料が内筒内上流側に流入することが抑制され、この結果、内筒内における固有振動数の定在波の励振が防止されるので、ロケット用噴射器からの定在波に起因する燃焼室内における燃焼振動の増幅を抑制することができる。

請求項２の発明のロケット用噴射器によれば、内筒先端部の噴射面からの突出量を少なくとも０より大きく、かつ、この内筒の外径の１．０倍以下に設定することで、内筒の先端部を燃料が噴射される噴射面より燃焼室側に突出させて酸化剤と燃料との混合の乱れに起因した圧力変動を確実に抑制すると共に燃焼室内で酸化剤と燃料とが混合して燃焼するとき、この燃焼により内筒の先端部が焼けてしまうことを防止することができる。

請求項３の発明のロケット用噴射器によれば、内筒先端部の内径を燃焼室に向かって小さくなるように形成することで、内筒先端部における内側壁面近傍を流れる酸化剤の流速が増加するため、内筒内において酸化剤の流速が低い領域が形成されることが防止され、内筒内の酸化剤の流速を均一にすることができるので、内筒内への燃料の逆流を確実に防止することができる。

請求項４の発明のロケット用噴射器によれば、内筒の外周を覆って筒状に形成され噴射面に接続されると共に内筒との間の燃料流路から燃焼室に向けて燃料を噴射可能な外筒を設けたので、内筒と外筒との間にこの内筒を覆うように燃料流路を形成することができ、これにより、内筒の内側の酸化剤流路から燃焼室に向けて噴射される酸化剤と内筒の外側の燃料流路から燃焼室に向けて噴射される燃料とを確実に接触させ混合することができる。

請求項５の発明のロケット用噴射器によれば、燃料流路の先端部の外径を燃焼室に向かって小さくなるように形成することで、内筒と外筒との間の燃料流路から噴射される燃料が内筒の内側の酸化剤流路から噴射される酸化剤に向けて噴射されるので、燃料と酸化剤の衝突効果によって微粒化が促進され、燃料と酸化剤とをより効率的に混合することができる。

請求項６の発明のロケット用噴射器によれば、燃料流路の先端部の内径を燃焼室に向かって小さくなるように形成することで、内筒と外筒との間の燃料流路から噴射される燃料をより確実に酸化剤に向けて噴射することができるので、燃料と酸化剤との混合の効率をさらに向上することができる。

請求項７の発明のロケット用燃焼器によれば、酸化剤と燃料とが混合し燃焼して燃焼ガスが発生する燃焼室と、筒状に形成され内部に設けられた酸化剤流路から燃焼室に向けて酸化剤を噴射可能であると共に燃料が噴射される燃焼室の噴射面より先端部が燃焼室側に突出した内筒と、内筒の外周を覆って筒状に形成され噴射面に接続されると共に内筒との間の燃料流路から燃焼室に向けて燃料を噴射可能な外筒とを有する複数の噴射器と、燃焼室に接続され、該燃焼室から噴射される燃焼ガスの出口を絞り込むことで推力を上げるノズルとを備えることから、噴射器から燃焼室に向けて噴射される酸化剤と燃料が混合しこの燃焼室内で燃焼することで燃焼ガスが発生し、さらに、ノズルにより燃焼室から噴射される燃焼ガスの出口を絞り込むことで推力を上げて、推力を得ることができる。この間、筒状に形成され内部に設けられた酸化剤流路から燃焼室に向けて酸化剤を噴射可能である内筒の先端部を燃料が噴射される燃焼室の噴射面より燃焼室側に突出して設けたことで、酸化剤と燃料とが比較的に容積の大きい燃焼室内で混合されるため酸化剤と燃料との混合の乱れに起因した圧力変動が抑制され、これにより、内筒内に伝播する圧力変動が小さくなると共に燃料が内筒内上流側に流入することが抑制され、この結果、内筒内における固有振動数の定在波の励振が防止されるので、ロケット用噴射器からの定在波に起因する燃焼室内における燃焼振動の増幅を抑制することができる。

以下に添付図面を参照して、本発明に係るロケット用噴射器及びロケット用燃焼器の好適な実施例を詳細に説明する。なお、この実施例により本発明が限定されるものではない。

図１は、本発明の実施例１に係るロケット用噴射器の概略構成を示す模式的断面図、図２は、本発明の実施例１に係るロケット用噴射器を適用したロケット用燃焼器の概略構成を示す模式的斜視図、図３は、本発明の実施例１に係るロケット用噴射器の概略構成を示す模式的斜視図、図４は、本発明の実施例１に係るロケット用噴射器を適用したロケット用燃焼器のＣＦＤ解析結果の一例を示す模式図である。

本実施例において、図２及び図３に示すように、ロケット用燃焼器１は、多数のロケット用噴射器（Ｉｎｊｅｃｔｏｒ）２と、燃焼室（Ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ Ｃｈａｍｂｅｒ）３と、ノズル（Ｎｏｚｚｌｅ）４を含んで構成され、推進剤である燃料の化学反応によるエネルギーを排気運動に変換することで推力を得るものである。すなわち、噴射器２から燃焼室３に向けて噴射される酸化剤（例えば液体酸素、以下「ＬＯｘ」と称する）と燃料（例えば水素ガス、以下「ＧＨ₂」と称する）とが燃焼室３内で混合され燃焼し、これにより燃焼ガスを発生させ、さらに、ノズル４により燃焼室３から噴射される燃焼ガスの出口を絞り込むことで推力を上げて、推力を得ることができる。

具体的には、各ロケット用噴射器２は、上述のように、ＬＯｘ及びＧＨ₂を燃焼室３内に噴射するためのものであり、内筒としてのＬＯｘポスト２１と外筒としてのスリーブ２２を備える。ＬＯｘポスト２１は、円筒状に形成され内部に酸化剤流路としてのＬＯｘ流路２３が形成される。ＬＯｘポスト２１は、供給装置によって供給されるＬＯｘを一端側からＬＯｘ流路２３に取り込み、他端側から燃焼室３に向けてこの取り込んだＬＯｘを噴射可能である。また、ＬＯｘポスト２１の内部、すなわち、ＬＯｘ流路２３の一端側には、オリフィス２４が設けられており、このオリフィス２４によりＬＯｘ流路２３に取り込まれるＬＯｘを整流することができる。

さらに、ＬＯｘポスト２１の外周面には、スリーブ取付部２５及び凹部２６が設けられている。スリーブ取付部２５は、ＬＯｘポスト２１の外方に突出した円盤形状に形成される。また、スリーブ取付部２５は、このＬＯｘポスト２１の軸線方向に対して垂直に形成される。凹部２６は、ＬＯｘ流路２３を流れるＬＯｘの流動方向に対してこのスリーブ取付部２５よりも下流側、すなわち、燃焼室３側に形成される。凹部２６は、ＬＯｘポスト２１の外径をスリーブ取付部２５の上流側の外径よりも小さく設定することで形成される円筒状の部分であり、燃焼室３側の端部まで延設されている。

スリーブ２２は、ＬＯｘポスト２１とほぼ同軸の円筒状に形成され、このＬＯｘポスト２１の外周を覆うように設けられる。具体的には、スリーブ２２は、一端部がスリーブ取付部２５に当接すると共に他端部が後述する燃焼室３の噴射面３１に接続される（図１も参照）。そして、スリーブ２２は、その内周面においてＬＯｘポスト２１の外周面に設けられた凹部２６を空隙を有して覆うことで、ＬＯｘポスト２１との間にＧＨ₂流路２７を形成する。このＧＨ₂流路２７は、円環状の流路断面をなす。また、スリーブ２２には、その外周面からＧＨ₂流路２７まで延設される複数の導入口２８が形成されており、このスリーブ２２は、供給装置によって供給されるＧＨ₂を導入口２８を介してＧＨ₂流路２７に取り込み、ＬＯｘポスト２１との間のこのＧＨ₂流路２７から燃焼室３に向けてこの取り込んだＧＨ₂を噴射可能である。なお、ＬＯｘ流路２３から燃焼室３に噴射されるＬＯｘの流速は例えば１０〜２０ｍ／Ｓ程度であるのに対して、ＧＨ₂流路２７から燃焼室３に噴射されるＧＨ₂はＬＯｘの約１０倍の流速で噴射される。

燃焼室３は、ロケット用噴射器２から噴射され、微粒化され混合されたＬＯｘとＧＨ₂とが燃焼するものであり、噴射面３１と隔壁３２により画成される。燃焼室３の隔壁３２は、円筒状に形成され一端に噴射面３１が設けられると共に他端にノズル４が設けられる。燃焼室３は、隔壁３２の内径が噴射面３１側においてほぼ一定であると共にノズル４に向かって径方向断面積が小さくなるように形成される。燃焼室３の噴射面３１は、その背面側にロケット用噴射器２のスリーブ２２が接続され、したがって、ロケット用噴射器２から燃焼室３に向けたＧＨ₂は、この噴射面３１から噴射される（図１も参照）。ロケット用噴射器２は、ロケットエンジンの推力にもよるが、通常数百本が燃焼室３の噴射面３１の背面側に、ロケット用燃焼器１の推力方向の中心軸に対して概ね円周方向に均一になるように配設される。ノズル４は、燃焼室３の隔壁３２に連続して形成されると共に内部が燃焼室３と連通する。また、ノズル４は、燃焼室３側に向かって先細となる円錐状に形成され、これにより、燃焼室３で発生する燃焼ガスの出口断面を絞り込む。

上記のように構成されるロケット用燃焼器１は、ロケット用噴射器２のＬＯｘ流路２３を介して燃焼室３にＬＯｘが噴射され、ＧＨ₂流路２７を介して燃焼室３にＧＨ₂が噴射される。燃焼室３に噴射されたＬＯｘとＧＨ₂とは、燃焼室３内で微粒化し混合する。そして、燃焼室３内で混合したＬＯｘとＧＨ₂は、点火手段により着火された後、この燃焼室３内で燃焼され、その結果、燃焼ガスが発生する。そしてこの燃焼ガスがノズル４を介して燃焼室３から噴射され、このとき、このノズル４により燃焼ガスの出口断面が絞り込まれていることから、燃焼ガスの噴射による推力が向上し、推力を得ることができる。

ここで、このようなロケット用燃焼器１では、近年のロケットエンジンの高効率化要求により、燃焼室で局所的にエネルギー密度の非常に高い高負荷の燃焼を行う必要があるため、燃焼室において、面モードの音響と共鳴する燃焼振動の発生が問題となる。特に、燃焼室の内径が一定であるような燃焼器においては、次式（１）に示すような固有振動数をもつ燃焼振動が生じ、燃焼時に問題となる。

ｆ＝（Ｓ_rn×Ｃ₀×１２）／（２π×Ｒ_c） ・・・・（１）

ｆ；固有振動数
Ｃ₀；音速
Ｒ_c；燃焼室の内径
Ｓ_rn；面モードの固有値

ところで、通常のロケット用噴射器において、例えば、内筒としてのＬＯｘポストを外筒してのスリーブよりも短くすることでＬＯｘポストの燃焼室側端部にリセスを設け、このリセス内でＬＯｘとＧＨ₂とがぶつかり合うことでその微粒化及び混合を促進させるものがある。

しかしながら、このような通常の噴射器では、噴射器出口のリセス内においてＬＯｘとＧＨ₂との混合に乱れが生じ、これにより、燃焼室と比較して容積の小さいリセス内での圧力変動が大きくなり、この圧力変動がＬＯｘポスト内に伝播すると共にＧＨ₂の一部がＬＯｘポスト内上流側に入ったり出たりすることで、ＬＯｘポスト内のＬＯｘ流量が周期的に変動し、この結果、ＬＯｘポスト内のＬＯｘ液柱において固有振動数の定在波を励振し、この定在波と燃焼室の面モードの音響周波数とが共鳴し、燃焼振動を増幅してしまうおそれがある。

そこで、本実施例では、図１に示すように、ＬＯｘポスト２１の先端部２１ａを燃焼室３の噴射面３１より燃焼室３側に突出させることで、ＬＯｘポスト２１内に伝播する圧力変動を小さくすると共にＧＨ₂がＬＯｘポスト２１内上流側に流入することを抑制し、ロケット用噴射器２からの定在波に起因する燃焼室３内における燃焼振動の増幅を抑制している。

具体的には、ＬＯｘポスト２１は、その先端部２１ａが燃焼室３の噴射面３１よりも燃焼室３側に突出するように設けられる。燃焼室３の噴射面３１は、上述したように、その背面側にスリーブ２２が接続され、ＧＨ₂流路２７を流動してきたＧＨ₂が燃焼室３に向かって噴射される面である。

図４は、本実施例に係るロケット用噴射器２を適用したロケット用燃焼器１についての数値流体解析、いわゆるＣＦＤ解析の結果の一例を示す模式図である。本図は、図１に点線で示す部分の所定時間毎（Δｔ＝０．２４ｍｓ）のＣＦＤ解析結果を時系列に並べたものである。図中ハッチを付した領域がＬＯｘの領域であり、それ以外の領域がＬＯｘ以外（ＧＨ₂、微粒化したＧＨ₂とＬＯｘとの混合気等）の領域である。

ＬＯｘポスト２１の先端部２１ａを燃焼室３の噴射面３１より燃焼室３側に突出して設けたことで、本図に示すように、ＬＯｘとＧＨ₂とが、例えば、上述した従来のＬＯｘポストの燃焼室側端部に設けられるリセスなどと比較して容積の大きい燃焼室３内で混合されるため、ＬＯｘとＧＨ₂との混合の乱れに起因した圧力変動が抑制される。そして、これにより、ＬＯｘポスト２１内のＬＯｘ流路２３に伝播する圧力変動が小さくなると共にＧＨ₂流路２７から噴射されたＧＨ₂の一部がＬＯｘ流路２３上流側に流入することが抑制される。

すなわち、ＧＨ₂の一部がＬＯｘ流路２３内上流側に入ったり出たりすることが抑制されることで、ＬＯｘ流路２３内のＬＯｘ流量が周期的に変動することがなく、この結果、ＬＯｘ流路２３のＬＯｘ液柱において固有振動数の定在波を励振することが抑制されるので、ロケット用噴射器２からの定在波と燃焼室３の面モードの音響周波数とが共鳴することもなく、燃焼振動を増幅してしまうこともない。

ここで、ＬＯｘポスト２１は、図１に示すように、噴射面３１からの先端部２１ａの突出量Ｌが少なくとも０より大きく、かつ、このＬＯｘポスト２１の先端部２１ａの外径Ｄ（軸方向に対する投影面積）の１．０倍以下に設定される。さらに好適には、先端部２１ａの突出量Ｌは、外径Ｄの０．５倍以下に設定される。このように、先端部２１ａの噴射面３１からの突出量Ｌを[０＜Ｌ≦１．０×Ｄ]、さらに好適には[Ｌ≒０．５]とすることで、ＬＯｘとＧＨ₂との混合の乱れに起因した圧力変動を確実に抑制すると共に燃焼室３内でＬＯｘとＧＨ₂とが混合して燃焼するとき、この燃焼によりＬＯｘポスト２１の先端部２１ａが焼けてしまうことが防止される。

このように本実施例のロケット用噴射器２及びロケット用燃焼器１にあっては、ＬＯｘとＧＨ₂とが混合して燃焼可能な燃焼室３と、筒状に形成され内部に設けられたＬＯｘ流路２３から燃焼室３に向けてＬＯｘを噴射可能であると共にＧＨ₂が噴射される燃焼室３の噴射面３１より先端部２１ａが燃焼室３側に突出したＬＯｘポスト２１とを備える。

したがって、筒状に形成され内部に設けられたＬＯｘ流路２３から燃焼室３に向けてＬＯｘを噴射可能であるＬＯｘポスト２１の先端部２１ａをＧＨ₂が噴射される燃焼室３の噴射面３１より燃焼室３側に突出して設けたことで、ＬＯｘとＧＨ₂とが比較的に容積の大きい燃焼室３内で混合されるためＬＯｘとＧＨ₂との混合の乱れに起因した圧力変動が抑制され、これにより、ＬＯｘ流路２３内に伝播する圧力変動が小さくなると共にＧＨ₂がＬＯｘ流路２３上流側に流入することが抑制され、この結果、ＬＯｘ流路２３における固有振動数の定在波の励振が防止されるので、ロケット用噴射器２からの定在波に起因する燃焼室３内における燃焼振動の増幅を抑制することができる。

また、例えば、燃焼室３内の面モードの発生を抑制するために、燃焼室３内にバッフルブレード（Ｂａｆｆｌｅ Ｂｌａｄｅ）及びバッフルハブ（Ｂａｆｆｌｅ Ｈｕｂ）を装着する場合と比較しても、高温の燃焼ガスにさらされうるバッフルブレード及びバッフルハブを冷却する必要もないため、ロケット用燃焼器１の構造が複雑化することがなく、また、バッフルブレード及びバッフルハブの冷却効果により燃焼効率の低下を招くこともない。さらに、バッフルブレード及びバッフルハブの装着によりロケット用燃焼器１の自重が増加してしまうこともない。すなわち、本実施例のロケット用噴射器２及びロケット用燃焼器１によれば、ロケットエンジンの高効率化にも資することができる。

また、本実施例のロケット用噴射器２及びロケット用燃焼器１では、ＬＯｘポスト２１の外周を覆って筒状に形成され噴射面３１に接続されると共にＬＯｘポスト２１との間のＧＨ₂流路２７から燃焼室３に向けてＧＨ₂を噴射可能なスリーブ２２を備える。したがって、ＬＯｘポスト２１とスリーブ２２との間にこのＬＯｘポスト２１を覆うようにＧＨ₂流路２７を形成することができ、これにより、ＬＯｘポスト２１の内側から燃焼室３に向けて噴射されるＬＯｘとＬＯｘポスト２１の外側から燃焼室３に向けて噴射されるＧＨ₂とを確実に接触させ混合することができる。

また、本実施例のロケット用噴射器２及びロケット用燃焼器１では、ＬＯｘポスト２１は、噴射面３１からの先端部２１ａの突出量Ｌが少なくとも０より大きく、かつ、このＬＯｘポスト２１の外径Ｄの１．０倍以下に設定される。したがって、ＬＯｘポスト２１の先端部２１ａをＧＨ₂が噴射される噴射面３１より燃焼室３側に突出させてＬＯｘとＧＨ₂との混合の乱れに起因した圧力変動を確実に抑制すると共に燃焼室３内でＬＯｘとＧＨ₂とが混合して燃焼するとき、この燃焼によりＬＯｘポスト２１の先端部２１ａが焼けてしまうことを防止することができる。この結果、ロケット用噴射器２及びロケット用燃焼器１を長寿命化することができる。

図５は、本発明の実施例２に係るロケット用噴射器の概略構成を示す模式的断面図である。実施例２に係るロケット用噴射器は、実施例１に係るロケット用噴射器と略同様の構成であるが、内筒先端部の内側の形状が実施例１のロケット用噴射器とは異なる。その他、実施例１と共通する構成、作用、効果については、重複した説明はできるだけ省略するとともに、同一の符号を付す。

図５に示すように、実施例２に係るロケット用噴射器２０２の内筒としてのＬＯｘポスト２１は、先端部２１ａの内径Ｒ１が燃焼室３に向かって小さくなるように形成される。具体的には、本実施例のＬＯｘポスト２１の先端部２１ａは、その内面にポスト内テーパ面２２９が形成されている。このポスト内テーパ面２２９は、先端部２１ａにおいてＬＯｘポスト２１の壁面の肉厚を燃焼室３に向かって徐々に厚くすることにより形成される。そしてこれにより、ＬＯｘポスト２１の内側に形成されるＬＯｘ流路２３の径方向断面積は、燃焼室３にむかって徐々に小さくなり、このＬＯｘ流路２３はＬＯｘポスト２１の軸線方向に絞られる。

上記のように構成されるロケット用噴射器２０２では、ＬＯｘポスト２１の先端部２１ａにおいて、その内側に設けられるポスト内テーパ面２２９により、流速が低くなりやすいＬＯｘ流路２３の壁際におけるＬＯｘの流速が増加される。

このように本実施例のロケット用噴射器２０２にあっては、ＬＯｘポスト２１の先端部２１ａは、内径Ｒ１が燃焼室３に向かって小さくなる。したがって、ＬＯｘポスト２１の先端部２１ａにおける内側壁面近傍を流れるＬＯｘの流速が増加するため、ＬＯｘポスト２１内においてＬＯｘの流速が低い領域が形成されることが防止され、ＬＯｘ流路２３のＬＯｘの流速を均一にすることができるので、ＬＯｘ流路２３へのＧＨ₂の逆流を確実に防止することができる。

図６は、本発明の実施例３に係るロケット用噴射器の概略構成を示す模式的断面図である。実施例３に係るロケット用噴射器は、実施例２に係るロケット用噴射器と略同様の構成であるが、外筒先端部の内側の形状が実施例２のロケット用噴射器とは異なる。その他、実施例２と共通する構成、作用、効果については、重複した説明はできるだけ省略するとともに、同一の符号を付す。

図６に示すように、実施例３に係るロケット用噴射器３０２のＧＨ₂流路２７の先端部３２２ａは、外径Ｒ２が燃焼室３に向かって小さくなるように形成される。円環状に形成されるＧＨ₂流路２７の外径Ｒ２は、言い換えれば、スリーブ２２の内径である。すなわち、外筒としてのスリーブ２２は、先端部３２２ａの内径が燃焼室３に向かって小さくなるように形成される。具体的には、先端部３２２ａは、その内面にスリーブ内テーパ面３３０が形成されている。このスリーブ内テーパ面３３０は、先端部３２２ａにおいてスリーブ２２の壁面の肉厚を燃焼室３に向かって徐々に厚くすることにより形成される。そしてこれにより、スリーブ２２の内側に円環状断面に形成されるＧＨ₂流路２７の径方向断面積は、燃焼室３にむかって徐々に小さくなり、このＧＨ₂流路２７はスリーブ２２の軸線方向に絞られる。

上記のように構成されるロケット用噴射器３０２では、先端部３２２ａにおいて、その内側に設けられるスリーブ内テーパ面３３０により、ＧＨ₂流路２７を流れるＧＨ₂がスリーブ２２の軸線方向、すなわち、ＬＯｘポスト２１から噴射されるＬＯｘの方向に向けて噴射される。

このように本実施例のロケット用噴射器３０２にあっては、ＧＨ₂流路２７の先端部３２２ａは、外径Ｒ２が燃焼室３に向かって小さくなる。したがって、ＬＯｘポスト２１とスリーブ２２との間のＧＨ₂流路２７から噴射されるＧＨ₂がＬＯｘポスト２１内側のＬＯｘ流路２３から噴射されるＬＯｘに向けて噴射されるので、ＧＨ₂とＬＯｘとの衝突効果によって各々微粒化が促進され、ＧＨ₂とＬＯｘとをより効率的に混合することができる。

図７は、本発明の実施例４に係るロケット用噴射器の概略構成を示す模式的断面図である。実施例４に係るロケット用噴射器は、実施例３に係るロケット用噴射器と略同様の構成であるが、内筒先端部の外側の形状が実施例３のロケット用噴射器とは異なる。その他、実施例３と共通する構成、作用、効果については、重複した説明はできるだけ省略するとともに、同一の符号を付す。

図７に示すように、実施例４に係るロケット用噴射器４０２のスリーブ２２の先端部３２２ａは、内径Ｒ３が燃焼室３に向かって小さくなるように形成される。円環状に形成されるＧＨ₂流路２７の内径Ｒ３は、言い換えれば、ＬＯｘポスト２１の外径である。すなわち、内筒としてのＬＯｘポスト２１は、先端部２１ａの外径が燃焼室３に向かって小さくなるように形成される。具体的には、本実施例のＬＯｘポスト２１の先端部２１ａは、実施例２のポスト内テーパ面２２９（図５参照）に代えて、屈曲部４３１が形成されている。この屈曲部４３１では、先端部２１ａにおいてＬＯｘポスト２１の壁面の肉厚自体は変わらないものの、この壁面がＬＯｘポスト２１の軸線方向に屈曲することで、ＬＯｘポスト２１の先端部２１ａの内径Ｒ１を燃焼室３に向かって小さくすると共にＧＨ₂流路２７の内径Ｒ３も燃焼室３に向かって小さくしている。これにより、ＬＯｘポスト２１の内側に形成されるＬＯｘ流路２３の径方向断面積は、燃焼室３にむかって徐々に小さくなり、このＬＯｘ流路２３はＬＯｘポスト２１の軸線方向に絞られる。そしてさらに、スリーブ２２の内側に円環状断面に形成されるＧＨ₂流路２７の径方向断面は、燃焼室３にむかって徐々に軸線方向にすぼまる。

上記のように構成されるロケット用噴射器４０２では、ＬＯｘポスト２１の先端部２１ａに設けられる屈曲部４３１により、ＧＨ₂流路２７を流れるＧＨ₂がスリーブ２２の軸線方向、すなわち、ＬＯｘポスト２１から噴射されるＬＯｘの方向に向けて確実に噴射される。

このように本実施例のロケット用噴射器４０２にあっては、ＧＨ₂流路２７の先端部３２２ａは、内径Ｒ３が燃焼室３に向かって小さくなる。したがって、ＬＯｘポスト２１とスリーブ２２との間のＧＨ₂流路２７から噴射されるＧＨ₂をより確実にＬＯｘに向けて噴射することができるので、ＧＨ₂とＬＯｘとの混合の効率をさらに向上することができる。

本発明に係るロケット用噴射器及びロケット用燃焼器は、ロケット用噴射器からの定在波に起因する燃焼室内における燃焼振動の増幅を抑制するものであり、いずれのロケット用噴射器及びロケット用燃焼器にも適用することができる。

本発明の実施例１に係るロケット用噴射器の概略構成を示す模式的断面図である。 本発明の実施例１に係るロケット用噴射器を適用したロケット用燃焼器の概略構成を示す模式的斜視図である。 本発明の実施例１に係るロケット用噴射器の概略構成を示す模式的斜視図である。 発明の実施例１に係るロケット用噴射器を適用したロケット用燃焼器のＣＦＤ解析結果の一例を示す模式図である。 本発明の実施例２に係るロケット用噴射器の概略構成を示す模式的断面図である。 本発明の実施例３に係るロケット用噴射器の概略構成を示す模式的断面図である。 本発明の実施例４に係るロケット用噴射器の概略構成を示す模式的断面図である。

符号の説明

１ ロケット用燃焼器
２、２０２、３０２、４０２ ロケット用噴射器
３ 燃焼室
４ ノズル
２１ ＬＯｘポスト（内筒）
２１ａ 先端部
２２ スリーブ（外筒）
２３ ＬＯｘ流路（酸化剤流路）
２４ オリフィス
２５ スリーブ取付部
２６ 凹部
２７ ＧＨ₂流路（燃料流路）
２８ 導入口
３１ 噴射面
３２ 隔壁
２２９ ポスト内テーパ面
３２２ａ 先端部
３３０ スリーブ内テーパ面
４３１ 屈曲部
Ｄ ＬＯｘポスト外径
Ｌ 先端部突出量
Ｒ１ ＬＯｘポスト先端部内径
Ｒ２ ＧＨ₂流路先端部外径
Ｒ３ ＧＨ₂流路先端部内径

Claims (7)

1. 酸化剤と燃料とが混合して燃焼可能な燃焼室と、
   筒状に形成され内部に設けられた酸化剤流路から前記燃焼室に向けて前記酸化剤を噴射可能であると共に前記燃料が噴射される前記燃焼室の噴射面より先端部が前記燃焼室側に突出した内筒とを備えることを特徴とする、
   ロケット用噴射器。
2. 前記内筒は、前記噴射面からの前記先端部の突出量が少なくとも０より大きく、かつ、該内筒の外径の１．０倍以下に設定されることを特徴とする、
   請求項１に記載のロケット用噴射器。
3. 前記内筒の先端部は、内径が前記燃焼室に向かって小さくなることを特徴とする、
   請求項１又は請求項２に記載のロケット用噴射器。
4. 前記内筒の外周を覆って筒状に形成され前記噴射面に接続されると共に前記内筒との間の燃料流路から前記燃焼室に向けて前記燃料を噴射可能な外筒を備えることを特徴とする、
   請求項１乃至請求項３のいずれか１項に記載のロケット用噴射器。
5. 前記燃料流路の先端部は、外径が前記燃焼室に向かって小さくなることを特徴とする、
   請求項４に記載のロケット用噴射器。
6. 前記燃料流路の先端部は、内径が前記燃焼室に向かって小さくなることを特徴とする、
   請求項４又は請求項５に記載のロケット用噴射器。
7. 酸化剤と燃料とが混合し燃焼して燃焼ガスが発生する燃焼室と、
   筒状に形成され内部に設けられた酸化剤流路から前記燃焼室に向けて前記酸化剤を噴射可能であると共に前記燃料が噴射される前記燃焼室の噴射面より先端部が前記燃焼室側に突出した内筒と、前記内筒の外周を覆って筒状に形成され前記噴射面に接続されると共に前記内筒との間の燃料流路から前記燃焼室に向けて前記燃料を噴射可能な外筒とを有する複数の噴射器と、
   前記燃焼室に接続され、該燃焼室から噴射される前記燃焼ガスの出口を絞り込むことで推力を上げるノズルとを備えることを特徴とする、
   ロケット用燃焼器。

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