JP2020050721A - Propellant of turbine drive gas generator and method for producing the same - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、タービン駆動用ガスジェネレータの推進剤及びその製造方法に関する。 The present invention relates to a propellant for a gas generator for driving a turbine and a method for producing the propellant.
ガスジェネレータサイクル・エアターボラムジェットエンジン（以下、「ＧＧ−ＡＴＲエンジン」と称する。）は、従来のジェットエンジンよりも高い推重比を有するため、小型無人超音速機用のエンジンとして有望視されている。例えば、非特許文献１には、燃料であるエタノールと酸化剤である液体酸素とを別々にガスジェネレータに供給して燃焼ガスを発生させるＧＧ−ＡＴＲエンジンが開示されている。 BACKGROUND ART A gas generator cycle air turbo ram jet engine (hereinafter, referred to as a “GG-ATR engine”) has a higher thrust ratio than a conventional jet engine, and is therefore expected to be an engine for a small unmanned supersonic aircraft. I have. For example, Non-Patent Document 1 discloses a GG-ATR engine that separately supplies fuel as ethanol and oxidant as liquid oxygen to a gas generator to generate combustion gas.
エタノール及び液体酸素からなるＧＧ−ＡＴＲエンジンの推進剤は、毒性がなく、高い推力を得ることができる。しかし、液体酸素は、約−１８０℃の沸点を有する極低温流体であるため、ＧＧ−ＡＴＲエンジンのタンクに液体酸素を充填するには、多くの手間を要する。また、ＧＧ−ＡＴＲエンジンの作動を容易にするには、さらなる安全性を有し、常温でも貯蔵可能な推進剤が必要である。そして、このような問題は、ＧＧ−ＡＴＲエンジン用推進剤に限られず、他のタービン駆動用ガスジェネレータの推進剤にも存在している。 The propellant of the GG-ATR engine consisting of ethanol and liquid oxygen has no toxicity and can obtain high thrust. However, since liquid oxygen is a cryogenic fluid having a boiling point of about -180 ° C., much trouble is required to fill the tank of the GG-ATR engine with liquid oxygen. Further, in order to facilitate the operation of the GG-ATR engine, a propellant which has further safety and can be stored at room temperature is required. Such a problem is not limited to the propellant for the GG-ATR engine, but also exists in the propellant for another gas generator for driving a turbine.
本発明は、このような背景に基づいてなされたものであり、ユーザにとって取り扱いが容易であり、常温でも貯蔵可能なタービン駆動用ガスジェネレータの推進剤及びその製造方法を提供することを目的とする。 The present invention has been made based on such a background, and it is an object of the present invention to provide a propellant for a turbine driving gas generator which is easy to handle for a user and can store even at room temperature, and a method for manufacturing the same. .
上記目的を達成するために、本発明の第１の観点に係るタービン駆動用ガスジェネレータの推進剤は、
アルコールとニトロメタンとを混合してなる。
In order to achieve the above object, a propellant for a gas generator for turbine drive according to a first aspect of the present invention includes:
A mixture of alcohol and nitromethane.
前記アルコールは、エタノール、メタノール、プロパノール、エチレングリコール、プロピレングリコール及びグリセリンからなる群より少なくとも一つが選択されてもよい。 The alcohol may be at least one selected from the group consisting of ethanol, methanol, propanol, ethylene glycol, propylene glycol, and glycerin.
前記アルコールよりも前記ニトロメタンの重量の方が大きくなるように混合されていてもよい。 The nitromethane may be mixed so that the weight of the nitromethane is larger than that of the alcohol.
前記アルコールは、エタノールであり、
前記エタノールに対する前記ニトロメタンの重量比は、約０．８〜約２．５の範囲内であってもよい。
The alcohol is ethanol;
The weight ratio of the nitromethane to the ethanol may be in a range from about 0.8 to about 2.5.
メチルアミンが添加されていてもよい。 Methylamine may be added.
上記目的を達成するために、本発明の第２の観点に係るタービン駆動用ガスジェネレータの推進剤の製造方法は、
アルコールとメチルアミンとをそれぞれ計量する計量工程と、
前記計量工程で計量された前記アルコールと前記メチルアミンとを混合する混合工程と、
を含む。
In order to achieve the above object, a method for producing a propellant for a gas generator for turbine drive according to a second aspect of the present invention includes:
A measuring step of measuring alcohol and methylamine, respectively;
A mixing step of mixing the alcohol and the methylamine measured in the measuring step,
including.
本発明によれば、ユーザにとって取り扱いが容易であり、常温でも貯蔵可能なタービン駆動用ガスジェネレータの推進剤及びその製造方法を提供できる。 ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, handling is easy for a user, and the propellant of the gas generator for a turbine drive which can be stored at normal temperature, and its manufacturing method can be provided.
以下、本発明の実施の形態に係るタービン駆動用ガスジェネレータの推進剤及びその製造方法を、図面を参照しながら詳細に説明する。各図面においては、同一又は同等の部分に同一の符号を付している。 Hereinafter, a propellant for a gas generator for turbine drive and a method of manufacturing the same according to an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the drawings. In each drawing, the same or equivalent parts are denoted by the same reference numerals.
なお、実施の形態では、タービン駆動用ガスジェネレータの推進剤及びその製造方法をガスジェネレータサイクル・エアターボラムジェット（Gas Generator Cycle Air Turbo Ramjet：ＧＧ−ＡＴＲ）エンジンに適用する場合を例に説明するが、本発明はこの場合に限られない。 In the embodiment, an example will be described in which a propellant for a gas generator for driving a turbine and a manufacturing method thereof are applied to a gas generator cycle air turbo ramjet (GG-ATR) engine. However, the present invention is not limited to this case.
図１を参照して、ＧＧ−ＡＴＲエンジンの構成を説明する。ＧＧ−ＡＴＲエンジンは、ラムジェットエンジンの一種である。ラムジェットエンジンは、エアインテークで生じるラム圧により圧縮された圧縮空気に対して燃料を吹き付けて燃焼させることで推力を得るジェットエンジンである。 The configuration of the GG-ATR engine will be described with reference to FIG. The GG-ATR engine is a type of ramjet engine. A ramjet engine is a jet engine that obtains thrust by blowing fuel on compressed air compressed by ram pressure generated in an air intake and burning the compressed air.
ラムジェットエンジンは、マッハ３〜５程度の超音速飛行に適しており、圧縮機による空気の圧縮が不要であるため、ターボジェットエンジンよりも構造が簡易である。その一方で、ラムジェットエンジンは、圧縮機による空気の圧縮が不要な所定の速度域に機体を到達させるため、別の推進系を必要とする。エアターボラムジェットエンジンは、ラムジェットエンジンの内部に、例えば、圧縮機のようなターボジェットエンジンと同等の機構を備えることで、機体が所定の速度域に達するまでターボジェットエンジンとして機能するように構成されている。 The ramjet engine is suitable for supersonic flight of about Mach 3 to 5 and does not require compression of air by a compressor, and therefore has a simpler structure than a turbojet engine. On the other hand, the ramjet engine requires a separate propulsion system in order to make the body reach a predetermined speed range in which compression of air by the compressor is unnecessary. The air turbo ramjet engine has a mechanism equivalent to a turbojet engine such as a compressor inside the ramjet engine, so that the aircraft functions as a turbojet engine until the aircraft reaches a predetermined speed range. It is configured.
ＧＧ−ＡＴＲエンジンは、推進剤をガスジェネレータで燃焼させることで発生した燃焼ガスをタービンに供給し、タービンで燃焼ガスと圧縮された空気とを混合して更に燃焼させるように構成されている。 The GG-ATR engine is configured to supply a combustion gas generated by burning a propellant with a gas generator to a turbine, mix the combustion gas with the compressed air in the turbine, and further burn the mixture.
図１は、実施の形態に係るＧＧ−ＡＴＲエンジンの一部を長手方向に切断した断面図である。ＧＧ−ＡＴＲエンジン１は、タンク１１と、エアインテーク１２と、圧縮機１３と、ガスジェネレータ１４と、タービン１５と、ラム燃焼器１６と、ノズル１７と、を備える。 FIG. 1 is a cross-sectional view of a part of the GG-ATR engine according to the embodiment cut in a longitudinal direction. The GG-ATR engine 1 includes a tank 11, an air intake 12, a compressor 13, a gas generator 14, a turbine 15, a ram combustor 16, and a nozzle 17.
タンク１１は、ガスジェネレータ１４に配管等を介して接続され、ガスジェネレータ１４に供給する推進剤を貯蔵するタンクである。タンク１１は、例えば、一液系推進剤であれば単一のタンクでよいが、燃料と酸化剤が必要な二液系推進剤であれば、燃料用のタンクと酸化剤用のタンクとを別々に備えて置く必要がある。 The tank 11 is connected to the gas generator 14 via a pipe or the like, and stores a propellant to be supplied to the gas generator 14. The tank 11 may be a single tank if it is a one-component propellant, but may be a fuel tank and an oxidant tank if it is a two-component propellant that requires fuel and an oxidant. Must be kept separately.
エアインテーク１２は、ＧＧ−ＡＴＲエンジンの先端側に配置され、前方から取り入られた空気を圧縮機１３に供給する。 The air intake 12 is arranged on the tip side of the GG-ATR engine, and supplies air taken in from the front to the compressor 13.
圧縮機１３は、エアインテーク１２の後方に配置され、圧縮機１３に機械的に接続されたタービン１５が駆動されることでエアインテーク１２から取り込んだ空気を圧縮し、タービン１５に供給する。圧縮機１３は、タービン１５に接続された回転軸と、当該回転軸の外周面から径方向に延びる複数のブレードと、を備える。エアインテーク１２から取り込まれた空気は、回転するブレードにより圧縮されて後方に排出される。 The compressor 13 is arranged behind the air intake 12, and drives a turbine 15 mechanically connected to the compressor 13 to compress air taken in from the air intake 12 and supply the compressed air to the turbine 15. The compressor 13 includes a rotating shaft connected to the turbine 15 and a plurality of blades extending radially from an outer peripheral surface of the rotating shaft. The air taken in from the air intake 12 is compressed by the rotating blade and discharged backward.
ガスジェネレータ１４は、タンク１１から推進剤が供給されるようにタンク１１に接続され、タンク１１から供給された推進剤を燃焼させ、発生した高温・高圧の燃焼ガスをタービン１５に供給する。 The gas generator 14 is connected to the tank 11 so that the propellant is supplied from the tank 11, burns the propellant supplied from the tank 11, and supplies the generated high-temperature and high-pressure combustion gas to the turbine 15.
タービン１５は、圧縮機１３の後方に配置され、ガスジェネレータ１４から供給された高温・高圧の燃焼ガスにより駆動され、圧縮機１３を駆動させる。タービン１５は、圧縮機１３に接続された回転軸と、当該回転軸の外周面から径方向に延びる複数の耐熱性ブレードとを備える。タービン１５の回転軸は、圧縮機１３の回転軸と中心軸が一致するように接続されている。タービン１５を構成する耐熱性ブレードの耐熱温度は約１１００Ｋである。ガスジェネレータ１４から供給された燃焼ガスは、タービン１５の耐熱性ブレードに噴射されることでタービン１５を駆動させた後、タービン１５の後方に排出される。 The turbine 15 is disposed behind the compressor 13 and is driven by high-temperature and high-pressure combustion gas supplied from the gas generator 14 to drive the compressor 13. The turbine 15 includes a rotating shaft connected to the compressor 13 and a plurality of heat-resistant blades extending radially from an outer peripheral surface of the rotating shaft. The rotation axis of the turbine 15 is connected so that the rotation axis of the compressor 13 and the central axis coincide. The heat resistant temperature of the heat resistant blade constituting the turbine 15 is about 1100K. The combustion gas supplied from the gas generator 14 is driven by the heat-resistant blades of the turbine 15 to drive the turbine 15, and then is discharged to the rear of the turbine 15.
ラム燃焼器１６は、タービン１５の後方に配置され、タービン１５から排出された燃焼ガスと圧縮機１３から供給された圧縮空気とを混合して、高温・高圧の燃焼ガスを更に燃焼させる。 The ram combustor 16 is disposed behind the turbine 15 and mixes the combustion gas discharged from the turbine 15 with the compressed air supplied from the compressor 13 to further burn high-temperature and high-pressure combustion gas.
ノズル１７は、ラム燃焼器１６の後方に配置され、ラム燃焼器１６で更に燃焼された燃焼ガスを後方に噴射する。ノズル１７から燃焼ガスが噴射されることで、ＧＧ−ＡＴＲエンジンは推力を発生する。以上が、ＧＧ−ＡＴＲエンジンの構成である。 The nozzle 17 is disposed behind the ram combustor 16 and injects the combustion gas further burned in the ram combustor 16 backward. When the combustion gas is injected from the nozzle 17, the GG-ATR engine generates thrust. The above is the configuration of the GG-ATR engine.
次に、実施の形態に係るＧＧ−ＡＴＲエンジン用推進剤の組成を説明する。ＧＧ−ＡＴＲエンジン用推進剤は、燃料であるアルコールと酸化剤であるニトロメタンとの混合物である。 Next, the composition of the propellant for a GG-ATR engine according to the embodiment will be described. The propellant for a GG-ATR engine is a mixture of alcohol as a fuel and nitromethane as an oxidant.
図２は、アルコールの一例としてのエタノールとニトロメタンとの物性値を示す。図２に示す融点及び沸点から理解できるように、ニトロメタン及びエタノールは、いずれも常温で液体である。ニトロメタンは、アルコール分子とよく混ざり合う性質を有しており、両者を混合した状態で保存することができる。このため、アルコールとニトロメタンとを予め混合することで、二液系推進剤であっても実質的に一液系推進剤のように扱うことができる。 FIG. 2 shows the physical property values of ethanol and nitromethane as an example of the alcohol. As can be understood from the melting point and boiling point shown in FIG. 2, nitromethane and ethanol are both liquid at room temperature. Nitromethane has a property of being well mixed with alcohol molecules, and can be stored in a state in which both are mixed. For this reason, by mixing alcohol and nitromethane in advance, even a two-part propellant can be treated substantially as a one-part propellant.
推進剤のアルコールは、低級アルコールであることが好ましく、第一級アルコールであることがさらに好ましい。推進剤のアルコールとしては、例えば、エタノール、メタノール、プロパノール、エチレングリコール、プロピレングリコール、グリセリン等であるが、エタノール、メタノール、プロパノールであることが好ましく、エタノールであることがさらに好ましい。エタノールは、例えば、サトウキビ、トウモロコシ等のバイオマスを発酵・蒸留させて得られるバイオエタノール、他の発酵エタノール、合成エタノール等であってもよい。 The alcohol of the propellant is preferably a lower alcohol, and more preferably a primary alcohol. The alcohol of the propellant is, for example, ethanol, methanol, propanol, ethylene glycol, propylene glycol, glycerin, etc., preferably ethanol, methanol, propanol, and more preferably ethanol. The ethanol may be, for example, bioethanol obtained by fermenting and distilling biomass such as sugarcane and corn, other fermented ethanol, and synthetic ethanol.
推進剤のアルコールは、単一の組成物から構成される場合に限られず、例えば、エタノール、メタノール、プロパノール、エチレングリコール、プロピレングリコール及びグリセリン等からなる群のうち少なくとも２つの種類のアルコールを混合したものであってもよい。複数種類のアルコールを混合する場合、例えば、Ｃ、Ｈ、Ｏの組成がエタノールと実質的に同一となるように混合することが好ましい。 The alcohol of the propellant is not limited to the case where the alcohol is composed of a single composition. It may be something. When a plurality of types of alcohols are mixed, for example, it is preferable to mix them so that the composition of C, H, and O is substantially the same as that of ethanol.
推進剤のニトロメタンは、燃料であるアルコールを酸化するための酸化剤としての役割を持つ。ニトロメタンは、外部からの衝撃に対して敏感でなく、その爆発力は黒色火薬と同程度である。そして、ニトロメタンは、アルコールと混合することで爆発の危険性が更に低減されるため、比較的容易に取り扱うことができる。 Propellant nitromethane has a role as an oxidizing agent for oxidizing fuel alcohol. Nitromethane is insensitive to external impact and its explosive power is comparable to that of black powder. Nitromethane can be handled relatively easily because the risk of explosion is further reduced by mixing it with alcohol.
ニトロメタンは、毒性が比較的低いため、その取り扱いが容易である。ニトロメタンの半数致死量（Lethal Dose, 50%：ＬＤ５０）は、約９４０ｍｇ／ｋｇである。ＬＤ５０は、投与した動物の半数が死亡する用量である。ニトロメタンのＬＤ５０は、３００ｍｇ／ｋｇ以上であるため、毒物・劇物取締法の毒物・劇物に該当せず、特別な管理を要しない。 Nitromethane is easy to handle because of its relatively low toxicity. The lethal dose (Lethal Dose, 50%: LD50) of nitromethane is about 940 mg / kg. LD50 is the dose at which half of the animals administered die. Since the LD50 of nitromethane is 300 mg / kg or more, it does not fall under the Poisonous and Harmful Substances Control Law, and does not require special management.
エタノールとニトロメタンとの重量比は、ＧＧ−ＡＴＲエンジン１の耐熱性を考慮すると、例えば、エタノール１．０に対してニトロメタンが約０．８〜約２．５の範囲内であり、約１．４〜約２．０の範囲内であることが好ましく、約１．７〜約１．９の範囲内であることがさらに好ましい。 Considering the heat resistance of the GG-ATR engine 1, the weight ratio of ethanol to nitromethane is, for example, in the range of about 0.8 to about 2.5 with respect to 1.0 ethanol, and about 1. Preferably, it is in the range of 4 to about 2.0, and more preferably, in the range of about 1.7 to about 1.9.
ＧＧ−ＡＴＲエンジンは、ガスジェネレータ１４の燃焼温度（以下、「ＧＧ燃焼温度」と略称する。）が高温であるほど、推進効率が向上する。タービン１５を構成する耐熱性ブレードの耐熱温度が約１１００Ｋであるため、ＧＧ燃焼温度が１１００Ｋとなるようにエタノールとニトロメタンとの重量比を設定することが好ましい。ＧＧ燃焼温度を約１１００Ｋとするには、エタノールとニトロメタンとの重量比は、エタノール１．０に対してニトロメタン約１．８とすればよい。 The propulsion efficiency of the GG-ATR engine is improved as the combustion temperature of the gas generator 14 (hereinafter, abbreviated as “GG combustion temperature”) is higher. Since the heat-resistant temperature of the heat-resistant blade constituting the turbine 15 is about 1100K, it is preferable to set the weight ratio between ethanol and nitromethane so that the GG combustion temperature becomes 1100K. To make the GG combustion temperature about 1100K, the weight ratio of ethanol to nitromethane may be about 1.8 for nitromethane to 1.0 for ethanol.
ＧＧ−ＡＴＲエンジン用推進剤には、エタノール及びニトロメタンの混合物に、微量のメチルアミンを添加してもよい。ニトロメタン単体では着火性が低いため、微量のメチルアミンを添加することで推進剤の着火性を向上できる。メチルアミンは、重量比でエタノールの約１／１０以下の量であることが好ましい。さらに言えば、エタノールとニトロメタンとメチルアミンとの重量比は、エタノール１．０に対してニトロメタンが約１．８、メチルアミンが約０．１であることが好ましい。 A trace amount of methylamine may be added to a mixture of ethanol and nitromethane to the GG-ATR engine propellant. Since the ignitability of nitromethane alone is low, the ignitability of the propellant can be improved by adding a small amount of methylamine. Methylamine is preferably present in an amount of about 1/10 or less by weight of ethanol. More specifically, the weight ratio of ethanol, nitromethane, and methylamine is preferably about 1.8 for nitromethane and about 0.1 for methylamine with respect to 1.0 ethanol.
次に、図３を参照して、ＧＧ−ＡＴＲエンジン用推進剤の製造工程の流れを説明する。図３は、ＧＧ−ＡＴＲエンジン用推進剤の製造工程の流れを示すフローチャートである。以下、ＧＧ−ＡＴＲエンジン用推進剤のアルコールとしてエタノールを選択した場合を例に説明する。 Next, the flow of the manufacturing process of the propellant for a GG-ATR engine will be described with reference to FIG. FIG. 3 is a flowchart showing a flow of a manufacturing process of a propellant for a GG-ATR engine. Hereinafter, a case where ethanol is selected as the alcohol of the propellant for the GG-ATR engine will be described as an example.
まず、ＧＧ−ＡＴＲエンジン用推進剤を構成する材料であるエタノールとニトロメタンとを計量する（ステップＳ１）。ステップＳ１では、例えば、エタノール：ニトロメタン＝１．０：１．８の重量比となるように、エタノールとニトロメタンとを計量する。 First, ethanol and nitromethane, which are materials constituting a propellant for a GG-ATR engine, are weighed (step S1). In step S1, ethanol and nitromethane are weighed, for example, so that the weight ratio of ethanol: nitromethane = 1.0: 1.8.
次に、ステップＳ１で計量されたエタノールとニトロメタンとを容器内で混合する（ステップＳ２）。より詳細に説明すると、タンク１１に投入する前に、ステップＳ１で計量されたエタノールとニトロメタンとを予め別の容器に投入して混合することで、ステップＳ２の工程を実行してもよい。また、ステップＳ１で計量されたエタノールとニトロメタンとをそれぞれタンク１１に直接投入することで、ステップＳ２の工程を実行してもよい。 Next, the ethanol and nitromethane measured in step S1 are mixed in a container (step S2). More specifically, the process of step S2 may be performed by putting the ethanol and nitromethane measured in step S1 into another container and mixing them in advance before putting them into the tank 11. Further, the process of step S2 may be executed by directly charging the ethanol and nitromethane measured in step S1 to the tank 11, respectively.
なお、ＧＧ−ＡＴＲエンジン用推進剤に微量のメチルアミンを添加する場合は、ステップＳ１でメチルアミンを計量し、ステップＳ２でメチルアミンをエタノール及びニトロメタンと共に混合すればよい。以上が、ＧＧ−ＡＴＲエンジン用推進剤の製造工程の流れである。 In addition, when adding a trace amount of methylamine to the propellant for a GG-ATR engine, methylamine may be measured in step S1 and methylamine may be mixed with ethanol and nitromethane in step S2. The above is the flow of the manufacturing process of the GG-ATR engine propellant.
以下、実施例を挙げて本発明を具体的に説明する。ただし、本発明はこれらの実施例に限定されるものではない。 Hereinafter, the present invention will be described specifically with reference to examples. However, the present invention is not limited to these examples.
（実施例１）
本検証では、ＧＧ−ＡＴＲエンジンの燃焼状態を解析するための解析モデルを作成し、当該解析モデルを用いて対象となる燃料を燃焼させた場合の燃焼状態のシミュレーションを実施した。この燃焼シミュレーションは、ギブス自由エネルギ最小化法による化学平衡計算を利用したものである。なお、アメリカ航空宇宙局等の研究機関においても、ＣＥＡ（Chemical Equilibrium Application）等を用いた解析により、ロケットエンジンにおけるケロシンやエタノールの燃焼シミュレーションが実施されており、実際の燃焼結果によく近似することが実証されている。
(Example 1)
In this verification, an analysis model for analyzing the combustion state of the GG-ATR engine was created, and a simulation of the combustion state when the target fuel was burned was performed using the analysis model. This combustion simulation utilizes chemical equilibrium calculation by the Gibbs free energy minimization method. Research institutes such as the U.S.A.A.A.S.A.E.A.S.A. and NASA have also conducted simulations of kerosene and ethanol in rocket engines by analysis using CEA (Chemical Equilibrium Application), etc. Has been demonstrated.
本検証では、本発明のエタノールＣ２Ｈ５ＯＨとニトロメタンＣＨ３ＮＯ２との混合物である「エタノール−ニトロメタン」に加えて、比較のためにヒドラジンＮ２Ｈ４（一液系推進剤）、末端水酸基ポリブタジエンと過塩素酸アンモニウムＮＨ４ＣｌＯ４との混合物である「末端水酸基ポリブタジエン−過塩素酸アンモニウム」（固定推進剤）、ケロシンｎ−Ｃ１２Ｈ２６と過酸化水素Ｈ２Ｏ２（濃度６０％又は１００％）との混合物である「ケロシン−過酸化水素」（二液系常温推進剤）をそれぞれ燃焼させた場合の燃焼シミュレーションをそれぞれ実施した。以下、「末端水酸基ポリブタジエン−過塩素酸アンモニウム」は、ＨＴＰＢ−ＡＰ（Hydroxyl Terminated Poly Butadiene-Ammonium Perchlorate）と略称する。 In this verification, in addition to “ethanol-nitromethane” which is a mixture of ethanol C 2 H 5 OH and nitromethane CH 3 NO 2 of the present invention, hydrazine N 2 H 4 (one-component propellant) for comparison, “Terminal hydroxyl group polybutadiene-ammonium perchlorate” (fixed propellant), which is a mixture of terminal hydroxyl group polybutadiene and ammonium perchlorate NH 4 ClO 4 , kerosene n-C 12 H 26 and hydrogen peroxide H 2 O 2 (concentration (60% or 100%), respectively, and a combustion simulation was performed in the case of burning each of "kerosene-hydrogen peroxide" (two-component normal-temperature propellant). Hereinafter, “terminal hydroxyl group polybutadiene-ammonium perchlorate” is abbreviated as HTPB-AP (Hydroxyl Terminated Poly Butadiene-Ammonium Perchlorate).
ヒドラジンは、自己着火性を有しているが、ＬＤ５０が６０ｍｇ／ｋｇであり、極めて高い毒性を有する。ＨＴＰＢ−ＡＰは、固体推進剤であるため取り扱いが容易であると共に燃料供給用の配管が不要であるが、推力コントロールが困難である。また、ＨＴＰＢ−ＡＰは、火薬類取締法の規制の対象であるため厳重な管理が要求される。ケロシン−過酸化水素は、過酸化水素が高濃度の場合、爆発の危険がある。 Hydrazine has self-ignition properties, but has an LD50 of 60 mg / kg and extremely high toxicity. Since HTPB-AP is a solid propellant, it is easy to handle and does not require a fuel supply pipe, but thrust control is difficult. Further, HTPB-AP is subject to the regulation of the Explosives Control Law, so that strict management is required. Kerosene-hydrogen peroxide has the danger of explosion when the concentration of hydrogen peroxide is high.
なお、ＨＴＰＢ−ＡＰをＧＧ−ＡＴＲエンジンで実際に燃焼させる場合、燃焼を安定させるために、例えば、アルミニウム、マグネシウム等の金属粉末を混合させる必要がある。他方、本検証では、計算の簡略化のため、金属粉末を混合しない状態で燃焼シミュレーションを実施した。 When HTPB-AP is actually burned by a GG-ATR engine, it is necessary to mix metal powders such as aluminum and magnesium in order to stabilize the combustion. On the other hand, in this verification, for simplicity of calculation, a combustion simulation was performed without mixing metal powder.
図４は、燃焼シミュレーションにおけるエンジンパラメータ条件を示す。ＨＴＰＢ−ＡＰの場合、その他の推進剤の場合と比べてガスジェネレータ１４の燃焼圧力及びタービン１５の膨張比を高く設定できるため、ガスジェネレータ１４の燃焼圧力を４．５ＭＰａ（ａｂｓ）とし、タービン１５の膨張比を１６とした。そして、図４に示す条件のもとで燃焼状態の解析を実施した。 FIG. 4 shows engine parameter conditions in a combustion simulation. In the case of HTPB-AP, the combustion pressure of the gas generator 14 and the expansion ratio of the turbine 15 can be set higher than those of other propellants, so that the combustion pressure of the gas generator 14 is set to 4.5 MPa (abs) and the turbine 15 Was set to 16. Then, the combustion state was analyzed under the conditions shown in FIG.
以下、図５〜図８を参照して、燃焼シミュレーションの結果を示す。図５は、各推進剤を燃焼させた場合の比スラストのシミュレーション結果を示すグラフである。縦軸は、比スラスト（ｋｇｆ ｓｅｃ／ｋｇ）であり、横軸は、ＧＧ燃焼温度（Ｋ）である。比スラストは、空気流量当たりの推力である。 Hereinafter, the results of the combustion simulation will be described with reference to FIGS. FIG. 5 is a graph showing simulation results of specific thrust when each propellant is burned. The vertical axis is the specific thrust (kgf sec / kg), and the horizontal axis is the GG combustion temperature (K). Specific thrust is the thrust per air flow.
ＧＧ燃焼温度が１１００Ｋ以下の場合、エタノール−ニトロメタンの比スラストが他の推進剤よりも高くなることが理解できる。また、エタノール−ニトロメタンの比スラストは、約１０００Ｋ〜約１０５０Ｋの範囲内で最大となる。タービン１５の耐熱性ブレードの耐熱性を考慮すると、ＧＧ燃焼温度は約１１００Ｋ以下に抑える必要があるため、実用域ではエタノール−ニトロメタンが比スラストにおいて最も優れている。 It can be seen that when the GG combustion temperature is 1100K or lower, the specific thrust of ethanol-nitromethane becomes higher than other propellants. Also, the specific thrust of ethanol-nitromethane is maximum in the range of about 1000K to about 1050K. In consideration of the heat resistance of the heat-resistant blade of the turbine 15, the GG combustion temperature needs to be suppressed to about 1100K or lower, so that ethanol-nitromethane is most excellent in specific thrust in a practical use range.
図６は、各推進剤を燃焼させた場合のＩｓｐのシミュレーション結果を示すグラフである。縦軸は、Ｉｓｐ（ｓｅｃ）であり、横軸は、ＧＧ燃焼温度（Ｋ）である。Ｉｓｐは、比インパルスとも呼ばれ、単位燃料質量流量当たりの発生推力であり、自動車用エンジンの燃費に相当する。 FIG. 6 is a graph showing a simulation result of Isp when each propellant is burned. The vertical axis is Isp (sec), and the horizontal axis is GG combustion temperature (K). Isp is also referred to as a specific impulse, is a generated thrust per unit fuel mass flow rate, and corresponds to the fuel efficiency of an automobile engine.
ＧＧ燃焼温度が１１００Ｋ以下の場合、エタノール−ニトロメタンのＩｓｐは、ＨＴＰＢ−ＡＰよりも高いことが理解できる。また、ＧＧ燃焼温度が約１１００Ｋの付近において、エタノール−ニトロメタンのＩｓｐは、Ｎ２Ｈ４のＩｓｐとよく一致していることが理解できる。Ｎ２Ｈ４の有毒性を考慮すると、エタノール−ニトロメタンの優位性が高いと判断できる。 It can be understood that when the GG combustion temperature is 1100K or lower, the Isp of ethanol-nitromethane is higher than that of HTPB-AP. In addition, it can be understood that the Isp of ethanol-nitromethane closely matches the Isp of N 2 H 4 around the GG combustion temperature of about 1100 K. Considering the toxicity of N 2 H 4, ethanol - it can be determined that there is a high advantage nitromethane.
図７は、各推進剤を燃焼させた場合のラム燃焼器温度のシミュレーション結果を示すグラフである。縦軸は、ラム燃焼器１６の温度（Ｋ）であり、横軸は、ＧＧ燃焼温度（Ｋ）である。ラム燃焼器温度は、この数値が大きいほどＧＧ−ＡＴＲエンジンの推進効率が向上する。 FIG. 7 is a graph showing a simulation result of a ram combustor temperature when each propellant is burned. The vertical axis is the temperature (K) of the ram combustor 16, and the horizontal axis is the GG combustion temperature (K). The larger the ram combustor temperature is, the more the propulsion efficiency of the GG-ATR engine is improved.
エタノール−ニトロメタンの場合、ＧＧ燃焼温度が約１１００Ｋのとき、ラム燃焼器温度が最大値となったのに対し、ＨＴＰＢ−ＡＰの場合、ＧＧ燃焼温度が１３００Ｋのとき、ラム燃焼器温度が最大値となった。このことは、ＨＴＰＢ−ＡＰの場合、ＧＧ燃焼温度を比較的高めに設定する必要があるのに対し、エタノール−ニトロメタンの場合、タービン１５の耐熱温度の上限値までＧＧ燃焼温度を設定すれば、ラム燃焼器温度を最大化できることを示している。 In the case of ethanol-nitromethane, the ram combustor temperature reached the maximum value when the GG combustion temperature was about 1100K, whereas in the case of HTPB-AP, the ram combustor temperature reached the maximum value when the GG combustion temperature was 1300K. It became. This means that in the case of HTPB-AP, it is necessary to set the GG combustion temperature relatively high, whereas in the case of ethanol-nitromethane, if the GG combustion temperature is set up to the upper limit of the heat resistant temperature of the turbine 15, This shows that the ram combustor temperature can be maximized.
図８は、エタノールとニトロメタンとの重量比を変化させた場合のＧＧ燃焼温度のシミュレーション結果を示すグラフである。縦軸は、エタノール（Ｆ）に対するニトロメタン（Ｏ）の比、横軸は、ＧＧ燃焼温度（Ｋ）である。 FIG. 8 is a graph showing a simulation result of the GG combustion temperature when the weight ratio between ethanol and nitromethane is changed. The vertical axis represents the ratio of nitromethane (O) to ethanol (F), and the horizontal axis represents the GG combustion temperature (K).
タービン１５の耐熱性を考慮すると、ＧＧ燃焼温度が約１１００Ｋに設定する必要があるが、このときのＯ／Ｆ比が約１．８である。このため、エタノールとニトロメタンとの重量比がエタノール：ニトロメタン＝１．０：１．８であることが好ましいことが理解できる。 Considering the heat resistance of the turbine 15, the GG combustion temperature needs to be set to about 1100K, and the O / F ratio at this time is about 1.8. For this reason, it can be understood that the weight ratio of ethanol to nitromethane is preferably ethanol: nitromethane = 1.0: 1.8.
（実施例２）
本検証では、実施例１と同一のＧＧ−ＡＴＲエンジンの燃焼状態を解析するための解析モデルを用いて、エタノール−ニトロメタン、メタノールとニトロメタンとからなる推進剤（以下、「メタノール−ニトロメタン」と称する。）、エタノール−ニトロメタンにメチルアミンを添加した推進剤（以下、「メチルアミン添加推進剤」と称する。）を燃焼させた場合における燃焼状態のシミュレーションを実施した。
(Example 2)
In this verification, a propellant composed of ethanol-nitromethane, methanol and nitromethane (hereinafter, referred to as “methanol-nitromethane”) is used by using the same analysis model for analyzing the combustion state of the GG-ATR engine as in Example 1. ), And a simulation of the combustion state when a propellant obtained by adding methylamine to ethanol-nitromethane (hereinafter referred to as “methylamine-added propellant”) was burned.
各シミュレーションにおけるエンジンパラメータ条件は、図４の「エタノール−ニトロメタン」の場合と同一である。なお、なお、メチルアミン添加推進剤は、エタノール９０％、メチルアミン１０％の重量比で燃料を含むものとした。 The engine parameter conditions in each simulation are the same as in the case of "ethanol-nitromethane" in FIG. Note that the methylamine-added propellant contained fuel at a weight ratio of 90% of ethanol and 10% of methylamine.
図９は、図５と同様に、各推進剤を燃焼させた場合の比スラストのシミュレーション結果を示すグラフである。縦軸は、比スラスト（ｋｇｆ ｓｅｃ／ｋｇ）であり、横軸は、ＧＧ燃焼温度（Ｋ）である。メチルアミン添加推進剤の比スラストは、エタノール−ニトロメタンとほぼ一致する。また、メタノール−ニトロメタンの比スラストは、ＧＧ燃焼温度が約１０００Ｋ以下の範囲においてエタノール−ニトロメタンよりも大きいことが見て取れる。 FIG. 9 is a graph showing a simulation result of specific thrust when each propellant is burned, similarly to FIG. The vertical axis is the specific thrust (kgf sec / kg), and the horizontal axis is the GG combustion temperature (K). The specific thrust of the methylamine-added propellant is almost identical to that of ethanol-nitromethane. Also, it can be seen that the specific thrust of methanol-nitromethane is larger than that of ethanol-nitromethane in the range where the GG combustion temperature is about 1000 K or less.
図１０は、図６と同様に、各推進剤を燃焼させた場合のＩｓｐのシミュレーション結果を示すグラフである。縦軸は、Ｉｓｐ（ｓｅｃ）であり、横軸は、ＧＧ燃焼温度（Ｋ）である。メチルアミン添加推進剤のＩｓｐは、エタノール−ニトロメタンと略一致する。また、メタノール−ニトロメタンのＩｓｐは、ＧＧ燃焼温度が約１０５０Ｋ以下の範囲においてエタノール−ニトロメタンよりも大きいことが見て取れる。 FIG. 10 is a graph showing a simulation result of Isp when each propellant is burned, similarly to FIG. The vertical axis is Isp (sec), and the horizontal axis is GG combustion temperature (K). Isp of the methylamine-added propellant substantially coincides with ethanol-nitromethane. Also, it can be seen that Isp of methanol-nitromethane is larger than ethanol-nitromethane in the range where the GG combustion temperature is about 1050K or less.
図１１は、図７と同様に、各推進剤を燃焼させた場合のラム燃焼器温度のシミュレーション結果を示すグラフである。縦軸は、ラム燃焼器１６の温度（Ｋ）であり、横軸は、ＧＧ燃焼温度（Ｋ）である。メチルアミン添加推進剤のラム燃焼器温度は、エタノール−ニトロメタンと略一致する。また、メタノール−ニトロメタンのラム燃焼器温度は、ＧＧ燃焼温度が約１０００Ｋ以下の範囲においてエタノール−ニトロメタンよりも大きいことが見て取れる。 FIG. 11 is a graph showing a simulation result of the ram combustor temperature when each propellant is burned, similarly to FIG. 7. The vertical axis is the temperature (K) of the ram combustor 16, and the horizontal axis is the GG combustion temperature (K). The ram combustor temperature of the methylamine-added propellant approximately matches that of ethanol-nitromethane. Also, it can be seen that the ram combustor temperature of methanol-nitromethane is higher than ethanol-nitromethane in the range where the GG combustion temperature is about 1000K or less.
以上から、エタノール−ニトロメタンに着火性を向上させるためのメチルアミンを添加しても、エタノール−ニトロメタンと同等の推進性能を実現できることを確認できた。また、ＧＧ−ＡＴＲエンジン用推進剤のエタノールをメタノールに置き換えたとしても、エタノール−ニトロメタンとほぼ同等の推進性能を実現できることを確認できた。 From the above, it was confirmed that even when methylamine for improving the ignitability was added to ethanol-nitromethane, the same propulsion performance as ethanol-nitromethane could be realized. In addition, it was confirmed that even when ethanol in the GG-ATR engine propellant was replaced with methanol, the same propulsion performance as ethanol-nitromethane could be realized.
なお、エタノール−ニトロメタンは、小型ガソリンエンジンの助燃剤としても用いられている。しかし、ＧＧ−ＡＴＲエンジンと小型ガソリンエンジンとでは、エタノール−ニトロメタンの燃焼形態が大きく異なる。より詳細に説明すると、ＧＧ−ＡＴＲエンジンでは、ガスジェネレータ１４において酸素が存在しない状態でメタノール−ニトロメタン自体が燃焼されるのに対し、小型ガソリンエンジンでは、燃料であるガソリンの燃焼を助けるために用いられ、酸素が供給されている状態でガソリンと共に燃焼される。 In addition, ethanol-nitromethane is also used as an auxiliary agent for a small gasoline engine. However, the combustion form of ethanol-nitromethane differs greatly between the GG-ATR engine and the small gasoline engine. More specifically, in a GG-ATR engine, methanol-nitromethane itself is burned in the gas generator 14 in the absence of oxygen, whereas in a small gasoline engine, it is used to assist the combustion of gasoline as a fuel. And is burned with gasoline while oxygen is being supplied.
（変形例）
本発明は上記の実施形態に限られず、以下に述べる変形も可能である。
(Modification)
The present invention is not limited to the above embodiment, and the following modifications are possible.
上記実施の形態では、アルコールとメチルアミンとを含む推進剤をＧＧ−ＡＴＲエンジ用推進剤として用いていたが、本発明はこれに限られない。例えば、アルコールとメチルアミンとを含む推進剤を他のタービン駆動用ガスジェネレータに用いてもよい。タービン駆動用ガスジェネレータは、例えば、ロケットエンジン用のターボポンプを駆動するために用いられてもよい。 In the above embodiment, the propellant containing alcohol and methylamine was used as the propellant for GG-ATR engine, but the present invention is not limited to this. For example, a propellant containing alcohol and methylamine may be used for another gas generator for driving a turbine. The turbine driving gas generator may be used, for example, to drive a turbo pump for a rocket engine.
上記実施の形態は例示であり、本発明はこれらに限定されるものではなく、特許請求の範囲に記載した発明の趣旨を逸脱しない範囲でさまざまな実施の形態が可能である。各実施の形態や変形例で記載した構成要素は自由に組み合わせることが可能である。また、特許請求の範囲に記載した発明と均等な発明も本発明に含まれる。 The above embodiments are exemplifications, and the present invention is not limited to these, and various embodiments are possible without departing from the spirit of the invention described in the claims. The components described in each of the embodiments and the modified examples can be freely combined. The invention equivalent to the invention described in the claims is also included in the invention.
１ ＧＧ−ＡＴＲエンジン
１１ タンク
１２ エアインテーク
１３ 圧縮機
１４ ガスジェネレータ
１５ タービン
１６ ラム燃焼器
１７ ノズル
1 GG-ATR Engine 11 Tank 12 Air Intake 13 Compressor 14 Gas Generator 15 Turbine 16 Ram Combustor 17 Nozzle
Claims (6)
請求項１に記載のタービン駆動用ガスジェネレータの推進剤。 The alcohol is at least one selected from the group consisting of ethanol, methanol, propanol, ethylene glycol, propylene glycol and glycerin,
A propellant for a gas generator for driving a turbine according to claim 1.
請求項１又は２に記載のタービン駆動用ガスジェネレータの推進剤。 Are mixed such that the weight of the nitromethane is greater than the alcohol.
A propellant for a gas generator for driving a turbine according to claim 1.
前記エタノールに対する前記ニトロメタンの重量比は、約０．８〜約２．５の範囲内である、
請求項１又は２に記載のタービン駆動用ガスジェネレータの推進剤。 The alcohol is ethanol;
A weight ratio of the nitromethane to the ethanol is in a range from about 0.8 to about 2.5;
A propellant for a gas generator for driving a turbine according to claim 1.
請求項１から４のいずれか１項に記載のタービン駆動用ガスジェネレータの推進剤。 Methylamine is added,
A propellant for a gas generator for driving a turbine according to any one of claims 1 to 4.
前記計量工程で計量された前記アルコールと前記メチルアミンとを混合する混合工程と、
を含むタービン駆動用ガスジェネレータの推進剤の製造方法。 A measuring step of measuring alcohol and methylamine, respectively;
A mixing step of mixing the alcohol and the methylamine measured in the measuring step,
A method for producing a propellant for a gas generator for turbine drive, comprising:
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113006948A (en) * | 2021-02-09 | 2021-06-22 | 中国航空研究院 | Sustainable oxygen supply system and method for ATR engine |
| WO2023026312A1 (en) * | 2021-08-22 | 2023-03-02 | 合同会社パッチドコニックス | Propellant and propulsion engine for spacecraft, and methods for these |
Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS56159290A (en) * | 1979-12-11 | 1981-12-08 | Aeci Ltd | Fuel and internal combustion engine operation |
| JPS60501616A (en) * | 1983-06-20 | 1985-09-26 | ポ−ル，モ−リス・エイ | Method for strengthening thermal energy cycle and air jet propulsion engine |
| JPH0491193A (en) * | 1990-08-06 | 1992-03-24 | Tonen Corp | Composition for model engine |
| JPH05331468A (en) * | 1992-05-29 | 1993-12-14 | Tonen Corp | Composition for model engine |
| JPH0834982A (en) * | 1994-07-21 | 1996-02-06 | Tonen Corp | Fuel additive for spark ignition engine and fuel containing the same additive |
| JPH0842396A (en) * | 1994-07-29 | 1996-02-13 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Gas generator for air turbo-ramjet engine |
| JPH10500710A (en) * | 1994-03-02 | 1998-01-20 | ウィリアム・シー・オーア | Lead-free MMT fuel composition |
| JP2002537218A (en) * | 1999-02-26 | 2002-11-05 | スヴェンスカ・リュムドアクチェボラーゲト | Dinitramide liquid monopropellant |
| JP2003193073A (en) * | 2001-12-26 | 2003-07-09 | Saint Cross Co Ltd | Lamp fuel composition for producing colored flame and method for manufacturing the same |
| JP2015107895A (en) * | 2013-12-05 | 2015-06-11 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | Han/hn-based monopropellant |
| US20180119644A1 (en) * | 2015-04-03 | 2018-05-03 | Jose Eduardo MAUTONE BARROS | Engine for hypersonic aircrafts with supersonic combustor |
-
2018
- 2018-09-26 JP JP2018179736A patent/JP7250304B2/en active Active
Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS56159290A (en) * | 1979-12-11 | 1981-12-08 | Aeci Ltd | Fuel and internal combustion engine operation |
| JPS60501616A (en) * | 1983-06-20 | 1985-09-26 | ポ−ル，モ−リス・エイ | Method for strengthening thermal energy cycle and air jet propulsion engine |
| JPH0491193A (en) * | 1990-08-06 | 1992-03-24 | Tonen Corp | Composition for model engine |
| JPH05331468A (en) * | 1992-05-29 | 1993-12-14 | Tonen Corp | Composition for model engine |
| JPH10500710A (en) * | 1994-03-02 | 1998-01-20 | ウィリアム・シー・オーア | Lead-free MMT fuel composition |
| JPH0834982A (en) * | 1994-07-21 | 1996-02-06 | Tonen Corp | Fuel additive for spark ignition engine and fuel containing the same additive |
| JPH0842396A (en) * | 1994-07-29 | 1996-02-13 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Gas generator for air turbo-ramjet engine |
| JP2002537218A (en) * | 1999-02-26 | 2002-11-05 | スヴェンスカ・リュムドアクチェボラーゲト | Dinitramide liquid monopropellant |
| JP2003193073A (en) * | 2001-12-26 | 2003-07-09 | Saint Cross Co Ltd | Lamp fuel composition for producing colored flame and method for manufacturing the same |
| JP2015107895A (en) * | 2013-12-05 | 2015-06-11 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | Han/hn-based monopropellant |
| US20180119644A1 (en) * | 2015-04-03 | 2018-05-03 | Jose Eduardo MAUTONE BARROS | Engine for hypersonic aircrafts with supersonic combustor |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113006948A (en) * | 2021-02-09 | 2021-06-22 | 中国航空研究院 | Sustainable oxygen supply system and method for ATR engine |
| WO2023026312A1 (en) * | 2021-08-22 | 2023-03-02 | 合同会社パッチドコニックス | Propellant and propulsion engine for spacecraft, and methods for these |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP7250304B2 (en) | 2023-04-03 |
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