(57)【要約】【課題】信頼性がより高くエネルギー損失の少ない、炭化水素を燃料とするロケットエンジンを提供する。【解決手段】ロケットエンジンは、燃料流路３１〜３９と触媒部５１とタービン１２と第１ポンプ１１と燃焼室２１とノズル２２とを具備する。燃料流路３１〜３９は、炭化水素系の燃料が流通する。触媒部５１は、燃料流路３１〜３９の途中に設けられ、燃料をガス化する。タービン１２は、ガス化された燃料で駆動される。第１ポンプ１１は、タービン１２の駆動により燃料を燃料流路３１〜３９へ供給する。燃焼室２１は、燃料流路３１〜３９から供給されたガス化された燃料と、酸化剤とを燃焼する。ノズル２２は、燃焼室２１の燃焼ガスを送出し、燃料流路３１〜３９の一部と熱交換して冷却する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
炭化水素系の燃料が流通する燃料流路と、
前記燃料流路の途中に設けられ、燃料をガス化する触媒部と、
前記燃料流路の途中に設けられ、前記ガス化された燃料で駆動されるタービンと、
前記タービンの駆動により前記燃料を前記燃料流路へ供給する第１ポンプと、
前記燃料流路から供給された前記ガス化された燃料と、酸化剤とを燃焼する燃焼室と、
前記燃焼室の燃焼ガスを送出し、前記燃料流路の一部と熱交換して冷却されるノズルと
を具備する
ロケットエンジン。
【請求項２】
請求項１に記載のロケットエンジンにおいて、
前記燃料流路は、
前記燃料を前記ノズルでの前記熱交換及び前記触媒層での前記ガス化後に前記燃焼室へ導く第１経路と、
前記燃料をそのまま前記燃焼室へ導く第２経路と
を備え、
前記燃焼室は、前記第１経路経由で供給された前記ガス化した燃料と、前記第２経路経由で供給された前記燃料との混合燃料を燃焼する
ロケットエンジン。
【請求項３】
請求項１又は２に記載のロケットエンジンにおいて、
前記触媒部は、前記燃料流路の途中での前記ノズルと熱交換する箇所における前記燃料流路の内部に設けられている
ロケットエンジン。
【請求項４】
請求項３に記載のロケットエンジンにおいて、
前記触媒部は、
前記燃料を触媒で熱化学分解して前記ガス化を行い、
前記熱化学分解の吸熱反応でも前記ノズルを冷却する
ロケットエンジン。
【請求項５】
請求項３又は４に記載のロケットエンジンにおいて、
前記触媒部は、前記燃料流路の内壁を覆うように層状に形成されている
ロケットエンジン。
【請求項６】
請求項１又は２に記載のロケットエンジンにおいて、
前記触媒部は、前記燃料流路の途中での前記ノズルと熱交換する箇所よりも後段に設けられている
ロケットエンジン。
【請求項７】
請求項６に記載のロケットエンジンにおいて、
前記触媒部は、容器内に格納された複数の触媒粒で形成されている
ロケットエンジン。
【請求項８】
請求項１乃至７のいずれか一項に記載のロケットエンジンにおいて、
前記酸化剤が前記燃焼室まで流通する酸化剤流路と、
前記タービンの駆動により前記酸化剤を前記酸化剤流路へ供給する第２ポンプと
を更に具備し、
前記タービンと前記第１ポンプと前記第２ポンプとは、同じ回転軸に接続されている
ロケットエンジン。
【請求項９】
請求項１乃至８にいずれか一項に記載のロケットエンジンと、
前記ロケットエンジンの燃料流路に接続された燃料タンクと、
前記ロケットエンジンの酸化剤流路に接続された酸化剤タンクと
を具備する
ロケット。
【請求項１０】
炭化水素系の燃料と酸化剤とを、圧力を用いて燃焼室へ供給し、燃焼させるステップと、
前記燃焼室が燃焼で加熱されたとき、前記燃料を、圧力を用いて、ノズルを熱交換で冷却しながら、触媒部へ供給し、ガス化するステップと、
前記ガス化された燃料でタービンを駆動するステップと、
前記タービンで第１ポンプを駆動して、前記燃料の一部を、前記ノズルを熱交換で冷却しながら、前記触媒部でガス化するステップと、
前記タービンで第１ポンプを駆動して、前記燃料の残りを、前記燃焼室へ供給するステップと、
前記タービンで第２ポンプを駆動して、前記酸化剤を、前記燃焼室へ供給するステップと、
前記ガス化された燃料と、前記供給された燃料と、前記供給された酸化剤とを前記燃焼室で燃焼させるステップと
を具備する
ロケットエンジンの始動方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケットエンジンに関し、特に炭化水素を燃料とする液体ロケットエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
炭化水素を推進薬とする液体ロケットエンジンが知られている。その液体ロケットエンジンは、推進薬（酸化剤と炭化水素）を供給するためのターボポンプを備えている。そのターボポンプは、タービンの回転により駆動される。そのタービンは、炭化水素を燃料とし、例えばＬＯＸ（Ｌｉｑｕｉｄ  Ｏｘｙｇｅｎ）を酸化剤とするガスジェネレータ（副燃焼器）と呼ばれる補助燃焼器で発生した燃焼ガスで回転する。例えば、非特許文献１には、このようなガスジェネレータサイクルを適用した液体ロケットエンジンが開示されている。
【０００３】
図１は、その非特許文献１に記載された液体ロケットエンジンの構成を示す概略図である。本図において、左上の図が、ガスジェネレータサイクルを適用した液体ロケットエンジンである。このロケットエンジンでは、ターボポンプとして燃料ポンプ及び酸化剤ポンプが用いられている。燃料ポンプは燃料タービンで駆動され、酸化剤ポンプは酸化剤タービンで駆動される。そして、燃料タービン及び酸化剤タービンは、ガスジェネレータで燃焼した燃焼ガスにより駆動される。
【０００４】
このようなガスジェネレータサイクルを液体ロケットエンジンに採用する場合、以下の問題点が有る。第１の問題点は、燃焼器が一つ余分に必要になる点である。燃焼器が一つ余分に必要となるため、信頼性が低下するおそれがあり、コストも高くなる。第２の問題点は、タービンを駆動した燃焼ガスは、そのまま排気される点である。タービン駆動後の燃焼ガスのエネルギーが有効活用されず損失となるため、エネルギー損失が大きい。第３の問題点は、ガスジェネレータに極めて高い信頼性が要求される点である。ガスジェネレータは燃焼を伴うために作動環境が厳しいにもかかわらず、その故障はロケットエンジンにとって致命的である。ガスジェネレータが故障した場合、液体ロケットエンジンはタービン駆動力を即座に失い、燃料や酸化剤の供給が困難になるからである。このように、ロケットエンジンのシステムがロバスト（ｒｏｂｕｓｔ）でない。
【０００５】
図１の右上の図は、段階的燃焼サイクルを適用したロケットエンジンである。このロケットエンジンでは、本燃焼器の前に予燃焼器を設け、その予燃焼器の予燃焼ガスで、燃料タービン及び酸化剤タービンを駆動し、その予燃焼ガスを本燃焼器に供給している。この場合、タービン駆動後の燃焼ガスを更に燃焼に使用しているため、上記第２の問題点は発生しない。しかし、予燃焼器という補助燃焼器を用いていることに変わりはなく、上記の第１及び第３の問題点が有ることに変わりはない。また、図１の下の図は、液体水素が気化して膨張することを利用した膨張サイクルを適用したロケットエンジンである。このロケットエンジンは、燃料として炭化水素を用いるロケットエンジンには適用困難である。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００６】
【非特許文献１】Ｇｅｏｒｇｅ  Ｐ．Ｓｕｔｔｏｎ，Ｏｓｃａｒ  Ｂｉｂｌａｒｚ，“Ｒｏｃｋｅｔ  Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ  Ｅｌｅｍｅｎｔｓ”，Ｓｅｖｅｎｔｈ  Ｅｄｉｔｉｏｎ，Ｊｏｈｎ  Ｗｉｌｅｙ  ＆  Ｓｏｎｓ，Ｉｎｃ．ｐ２２３（Ｆｉｇｕｒｅ  ６−９），（２００１）．
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従って、本発明の目的は、信頼性がより高くエネルギー損失の少ない、炭化水素を燃料とするロケットエンジンを提供することにある。また、本発明の他の目的は、ロバストな、炭化水素を燃料とするロケットエンジンを提供することにある。また、本発明の更に他の目的は、燃料と酸化剤との混合が促進され、ガスの排気が無くなり、燃焼効率が向上した、炭化水素を燃料とするロケットエンジンを提供することにある。
【０００８】
この発明のこれらの目的とそれ以外の目的と利益とは以下の説明と添付図面とによって容易に確認することができる。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
以下に、発明を実施するための形態で使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、特許請求の範囲に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【００１０】
本発明のロケットエンジンは、燃料流路（３１〜３９）と、触媒部（５１／５２）と、タービン（１２）と、第１ポンプ（１１）と、燃焼室（２１）と、ノズル（２２）とを具備している。燃料流路（３１〜３９）は、炭化水素系の燃料が流通する。触媒部（５１／５２）は、燃料流路（３１〜３９）の途中に設けられ、燃料をガス化する。タービン（１２）は、燃料流路（３１〜３９）の途中に設けられ、ガス化された燃料で駆動される。第１ポンプ（１１）は、タービン（１２）の駆動により燃料を燃料流路（３１〜３９）へ供給する。燃焼室（２１）は、燃料流路（３１〜３９）から供給されたガス化された燃料と、酸化剤とを燃焼する。ノズル（２２）は、記燃焼室（２１）の燃焼ガスを送出し、燃料流路（３１〜３９）の一部と熱交換して冷却される。
【００１１】
上記のロケットエンジンにおいて、燃料流路（３１〜３９）は、第１経路（３１〜３９）と、第２経路（３１、３２、３９）とを備えていてもよい。第１経路（３１〜３９）は、燃料をノズル（２２）での熱交換及び触媒層（５１／５２）でのガス化後に燃焼室（２１）へ導く。第２経路（３１、３２、３９）は、燃料をそのまま燃焼室（２１）へ導く。燃焼室（２１）は、第１経路（３１〜３９）経由で供給されたガス化した燃料と、第２経路（３１、３２、３９）経由で供給された燃料との混合燃料を燃焼していてもよい。
【００１２】
上記のロケットエンジンにおいて、触媒部（５１）は、燃料流路（３１〜３９）の途中でのノズル（２２）と熱交換する箇所における燃料流路の内部に設けられていてもよい。
【００１３】
上記のロケットエンジンにおいて、触媒部（５１）は、燃料を触媒で熱化学分解してガス化を行う。熱化学分解の吸熱反応でもノズル（２２）を冷却してもよい。
【００１４】
上記のロケットエンジンにおいて、触媒部（５１）は、燃料流路（３１〜３９）の内壁を覆うように層状に形成されていてもよい。
【００１５】
上記のロケットエンジンにおいて、触媒部（５２）は、燃料流路（３１〜３９）の途中でのノズル（２２）と熱交換する箇所よりも後段に設けられていてもよい。
【００１６】
上記のロケットエンジンにおいて、触媒部（５２）は、容器内に格納された複数の触媒粒で形成されていてもよい。
【００１７】
上記のロケットエンジンにおいて、酸化剤流路（４１〜４３）と、第２ポンプ（１３）とを更に具備していてもよい。酸化剤流路（４１〜４３）は、酸化剤が燃焼室（２１）まで流通する。第２ポンプ（１３）は、タービン（１２）の駆動により酸化剤を酸化剤流路（４１〜４３）へ供給する。タービン（１２）と第１ポンプ（１１）と第２ポンプ（１３）とは、同じ回転軸（１４）に接続されている。
【００１８】
本発明のロケットは、ロケットエンジン（３、３ａ）と、燃料タンク（４）と、酸化剤タンク（５）とを具備している。ロケットエンジン（３、３ａ）は、上記各段落のいずれかに記載されている。燃料タンク（４）は、ロケットエンジン（３、３ａ）の燃料流路に接続されている。酸化剤タンク（５）は、ロケットエンジン（３、３ａ）の酸化剤流路に接続されている。
【００１９】
本発明のロケットエンジンの始動方法は、炭化水素系の燃料と酸化剤とを、圧力を用いて燃焼室（２１）へ供給し、燃焼させるステップを備えている。更に、燃焼室（２１）が燃焼で加熱されたとき、燃料を、圧力を用いて、ノズル（２２）を熱交換で冷却しながら、触媒部（５１／５２）へ供給し、ガス化するステップを備えている。更に、ガス化された燃料でタービン（１２）を駆動するステップを備えている。更に、タービン（１２）で第１ポンプ（１１）を駆動して、燃料の一部を、ノズル（２２）を熱交換で冷却しながら、触媒部（５１／５２）でガス化するステップを備えている。更に、タービン（１２）で第１ポンプ（１１）を駆動して、燃料の残りを、燃焼室（２１）へ供給するステップをそなえている。更に、タービン（１２）で第２ポンプ（１３）を駆動して、酸化剤を、燃焼室（２１）へ供給するステップを備えている。更に、ガス化された燃料と、供給された燃料と、供給された酸化剤とを燃焼室（２１）で燃焼させるステップを備えている。
【発明の効果】
【００２０】
本発明により、炭化水素を燃料とするロケットエンジンにおいて、信頼性をより高く、エネルギー損失を少なくすることができる。また、炭化水素を燃料とするロケットエンジンにおいて、ロバスト性を高めることができる。また、炭化水素を燃料とするロケットエンジンにおいて、燃料と酸化剤との混合を促進し、ガスの排気を無くし、燃焼効率を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】図１は、非特許文献１に記載された液体ロケットエンジンの構成を示す概略図である。
【図２】図２は、第１の実施の形態に係るロケットエンジン及びそれを適用したロケットの構成を示す概略図である。
【図３】図３は、第１の実施の形態に係るロケットエンジンの触媒部の一例を示す概略図である。
【図４】図４は、第１の実施の形態に係るロケットエンジンの始動動作を示すフロー図である。
【図５】図５は、第２の実施の形態に係るロケットエンジン及びそれを適用したロケットの構成を示す概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
以下、本発明の実施の形態に係るロケットエンジン及びそれを適用したロケットに関して、添付図面を参照して説明する。
【００２３】
（第１の実施の形態）
第１の実施の形態に係るロケットエンジン及びそれを適用したロケットの構成について説明する。図２は、本実施の形態に係るロケットエンジン及びそれを適用したロケットの構成を示す概略図である。ロケット１は、炭化水素の燃料及び酸化剤を燃焼して、燃焼ガスを後方へ噴出させることで飛行する。ロケット１は、ロケット本体２と、ロケットエンジン３とを具備している。
【００２４】
ロケット本体２は、燃料タンク４と、酸化剤タンク５と、制御部６とを備えている。燃料タンク４は、液体の炭化水素の燃料を貯蔵している。燃料タンク４は、制御部６の制御に基づいて、燃料をガス加圧などの手段によりロケットエンジン３へ送出する。酸化剤タンク５は、液体の酸化剤（例示：ＬＯＸ）を貯蔵している。酸化剤タンク５は、制御部６の制御に基づいて、酸化剤をガス加圧などの手段によりロケットエンジン３へ送出する。制御部６は、コンピュータに例示される情報処理装置であり、図示されていない処理装置（例示：ＣＰＵ）と、記憶装置（例示：ＲＡＭ、ＲＯＭ）と、入力装置（例示：キーボード）と、出力装置（例示：ディスプレイ）と、インターフェースとを備えている。制御部６は、インターフェースを介して少なくとも燃料タンク４と、酸化剤タンク５と、ロケットエンジン３とを制御する。
【００２５】
ロケットエンジン３は、燃料タンク４及び酸化剤タンク５から液体の炭化水素の燃料及び酸化剤を供給され、それら燃料及び酸化剤を燃焼して、燃焼ガスを後方へ噴出させる。ロケットエンジン３は、燃料流路３１〜３９と、触媒部５１と、タービン１２と、第１ポンプ１１と、第２ポンプ１３と、燃焼室２１と、ノズル２２と、酸化剤流路４１〜４３と、バルブＶ１と、バルブＶ２と、回転軸１４とを備えている。
【００２６】
燃料流路３１〜３９は、炭化水素の燃料が流通する流路（例示：配管）である。触媒部５１は、燃料流路３１〜３９の途中に設けられ、燃料をガス化する。タービン１２は、燃料流路（３１〜３９）の途中に設けられ、ガス化された燃料で駆動される。第１ポンプ１１は、タービン１２の駆動により燃料を燃料流路３１〜３９へ供給する。第２ポンプ１３は、タービン１２の駆動により酸化剤を酸化剤流路４１〜４３へ供給する。第１ポンプ１１及び第２ポンプ１３はターボポンプである。燃焼室２１は、燃料流路３１〜３９から供給された燃料（ガス化された燃料を含む）と、酸化剤とを燃焼する。ノズル２２は、燃焼室２１の燃焼ガスを送出するロケットノズルである。また、燃料流路３１〜３９の一部と熱交換して冷却される。酸化剤流路４１〜４３は、酸化剤が燃焼室２１まで流通する流路（例示：配管）である。バルブＶ１は、制御部６の制御に基づいて、燃料流路３１〜３９において、直接燃焼室２１へ燃料を供給する経路及びノズル２２との熱交換後に燃焼室２１へ燃料を供給する経路のうちの少なくとも一方に燃料を供給する、又は、燃焼の供給を停止する。バルブＶ２は、制御部６の制御に基づいて、酸化剤流路４１〜４３において、燃焼室２１へ酸化剤を供給する、又は、酸化剤の供給を停止する。回転軸１４は、タービン１２と第１ポンプ１１と第２ポンプ１３とを共通に接続する。タービン１２の駆動により、回転軸１４が回転し、同軸の第１ポンプ１１及び第２ポンプ１３駆動される。
【００２７】
燃料流路３１〜３９は、炭化水素の燃料が流通する流路であり、一端を燃料タンク４に接続され、他端を燃焼室２１に接続されている。このうち、燃料流路３１は、一端を燃料タンク４に接続され、他端を第１ポンプ１１の供給口に接続されている。燃料タンク４の燃料を第１ポンプ１１へ供給する。第１ポンプ１１は、燃料を燃料流路３２へ吐出する。燃料流路３２は、一端を第１ポンプ１１の吐出口に接続され、他端をバルブＶ１の供給口に接続されている。第１ポンプ１１から吐出された燃料をバルブＶ１へ供給する。バルブＶ１は、燃料流路３２からの燃料を燃料流路３３及び燃料流路３９のうちの少なくとも一方に供給する。燃料流路３３は、一端をバルブＶ１の一方の吐出口に、他端を燃料流路３４の一端に接続されている。バルブＶ１から送出された燃料を燃料流路３４へ供給する。
【００２８】
燃料流路３４は、１本又は複数本設けられ、燃焼室２１の側面に上下方向に沿い、かつ、ノズル２２の側面に上下方向に沿うように設けられている。特に、ノズル２２の側面においては、ノズル２２の先端と後端との間に上下方向に沿って延在している。１本又は複数本の燃料流路３４は、その途中及び他端を複数の燃料流路３５の一端に接続されている。燃料流路３３から供給された燃料を複数の燃料流路３５へ供給する。複数の燃料流路３５は、ノズル２２の壁面に左右方向に沿うように互いに平行に設けられている。複数の燃料流路３５は、一端を１本又は複数本の燃料流路３４の途中及び他端に接続されている。１本又は複数の燃料流路３４から供給された燃料を１本又は複数の燃料流路３６へ供給する。燃料流路３６は、１本又は複数本設けられ、ノズル２２の側面に上下方向に沿い、かつ、燃焼室２１の側面に上下方向に沿うように設けられている。特に、ノズル２２の側面においては、ノズル２２の先端と後端との間に上下方向に沿って延在している。１本又は複数本の燃料流路３６は、その途中及び一端を複数の燃料流路３５の他端に接続されている。複数の燃料流路３５から供給された燃料を燃料流路３７へ供給する。
【００２９】
このように、燃料流路３４〜３６は、燃焼室２１及びノズル２２の表面に沿って設けられている。そして、燃料流路３４〜３６の燃料は相対的に低温であり、燃焼室２１及びノズル２２の燃焼ガスは相対的に高温である。すなわち、燃料流路３４〜３６は相対的に低温であり、燃焼室２１及びノズル２２は相対的に高温である。したがって、燃料流路３４〜３６は、燃焼室２１及びノズル２２と熱交換をして、燃焼室２１及びノズル２２を冷却する。一方、燃料流路３４〜３６の燃料はその熱交換により加熱される。
【００３０】
また、燃料流路３４〜３６の少なくとも一部は、触媒部５１を含んでいる。触媒部５１は、炭化水素の燃料を、熱化学分解反応により、炭化水素数の小さい燃料に変換する。この反応後の燃料は沸点が低いためガス化する。すなわち、燃料流路３４〜３６（の少なくとも一部）は、液体の燃料を、触媒部５１での熱化学分解反応によりガス化する。このとき、その熱化学分解反応は吸熱反応である。したがって、燃料流路３４〜３６（の少なくとも一部）は、その吸熱反応によっても、燃焼室２１及びノズル２２を冷却することができる。
【００３１】
図３は、本実施の形態に係るロケットエンジンの触媒部の一例を示す概略図である。この図は、燃料流路３４〜３６の断面図を示している。燃料流路３４〜３６を構成する配管５０の中に触媒が配置され、触媒部５１を構成している。この図の例では、配管５０の内壁を覆うように層状に触媒が形成されている。ただし、配管５０が閉塞しなければ、粒状やリング状の触媒を用いても良い。触媒部５１の触媒としては、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒のようなゼオライト系触媒や、プラチナ触媒やパラジウム触媒やロジウム触媒のようなＰＧＭ（Ｐｌａｔｉｎｕｍ  Ｇｒｏｕｐ  Ｍｅｔａｌｓ：白金族）系触媒や、高表面積の酸化物系触媒のうちの少なくとも一つ若しくはこれらを複合した触媒を含んでいることが反応効率の面から好ましい。また、触媒として白金族元素を坦持したゼオライト系触媒若しくは白金族元素を坦持した高表面積の酸化物系触媒又はその両者を有しすることが更に好ましい。
【００３２】
再び図２を参照して、燃料流路３７は、一端を１本又は複数本の燃料流路３６に接続され、他端をタービン１２の供給口に接続されている。燃料流路３４〜３６でガス化された燃料をタービン１２へ供給する。タービン１２は、ガス化された燃料により回転し、回転軸１４を回転させる。その回転軸１４の回転により第１ポンプ１１及び第２ポンプ１３が駆動する。燃料流路３８は、一端をタービン１２の吐出口に接続され、他端を燃料流路３９の途中に接続されている。タービン１２を回転させたガス化された燃料を燃料流路３９（の途中）へ供給する。燃料流路３９は、一端をバルブＶ１の他方の吐出口に、他端を燃焼室２１に接続されている。バルブＶ１から送出された燃料及び燃料流路３８から供給されたガス化された燃料のうちの少なくとも一方を燃焼室２１へ供給する。
【００３３】
すなわち、燃料流路３１〜３９は、第１経路（３１〜３９）と、第２経路（３１、３２、３９）とを備えていると見ることができる。ただし、第１経路（３１〜３９）は、燃料を、ノズル２２で熱交換し、触媒部５１でガス化した後に燃焼室２１へ導く。触媒部５１は、燃料流路３１〜３９の途中でのノズル２２と熱交換する箇所における燃料流路の内部に設けられている。第２経路（３１、３２、３９）は、燃料をそのまま燃焼室２１へ導く。そして、燃焼室２１は、第１経路（３１〜３９）経由で供給されたガス化した燃料、及び、第２経路（３１、３２、３９）経由で供給された燃料のうちの一方の燃料又は両方を混合した混合燃料を燃焼する。
【００３４】
酸化剤流路４１〜４３は、酸化剤が流通する流路（経路）であり、一端を酸化剤タンク５に接続され、他端を燃焼室２１に接続されている。このうち、酸化剤流路４１は、一端を酸化剤タンク５に接続され、他端を第２ポンプ１３の供給口に接続されている。酸化剤タンク５の酸化剤を第２ポンプ１３へ供給する。第２ポンプ１３は酸化剤を酸化剤流路４２へ吐出する。酸化剤流路４２は、一端を第２ポンプ１３の吐出口に接続され、他端をバルブＶ２の供給口に接続されている。第２ポンプ１３から吐出された酸化剤をバルブＶ２へ供給する。バルブＶ２は、酸化剤流路４２からの酸化剤を酸化剤流路４３に供給する。酸化剤流路４３は、一端をバルブＶ２の一方の吐出口に、他端を燃焼室２１に接続されている。バルブＶ２から送出された酸化剤を燃焼室２１へ供給する。
【００３５】
次に、本実施の形態に係るロケットエンジンの動作について説明する。
【００３６】
１．始動動作
図４は、本実施の形態に係るロケットエンジンの始動動作を示すフロー図である。まず、制御部６の制御により、燃料タンク４の液体の炭化水素の燃料を、直接燃焼室２１へ供給する。それと同時に、制御部６の制御により、酸化剤タンク５の酸化剤を、燃焼室２１へ供給する（ステップＳ０１）。具体的には、燃料タンク４の燃料を、ガスによる圧力により、燃料流路３１−第１ポンプ１１−燃料流路３２−バルブＶ１１−燃料流路３９を介して燃焼室２１へ供給する。同時に、制御部６の制御により、酸化剤タンク５の酸化剤を、ガスによる圧力により、酸化剤流路４１−第２ポンプ１３−酸化剤流路４２−バルブＶ１２を介して燃焼室２１へ供給する。それにより、燃料と酸化剤とが燃焼する。その結果、燃焼室２１及びノズル２２が燃焼（燃焼ガス）により加熱される。この場合、ガス加圧のみで、駆動していない第１ポンプ１１や第２ポンプ１３を介して燃料及び酸化剤を供給しているので、燃料や酸化剤の流量は多くない。
【００３７】
次に、制御部６が、燃焼による加熱により燃焼室２１が所定の温度に上昇したことを確認する（ステップＳ２）。燃焼室２１の温度は、例えば、温度センサ（図示されず）で判定する。あるいは、燃料及び酸化剤供給後、所定の時間が経過したことにより、上記の所定の温度に上昇したとみなしても良い。あるいは、他のパラメータを計測して、上記の所定の温度に上昇したか中を判定しても良い。
【００３８】
その後、所定の温度に上昇したことが確認された場合、制御部６の制御により、燃焼室２１へそのまま燃料を供給するだけでなく、熱交換器（燃料流路３４〜３６）経由で燃焼室２１へも燃料を供給する（ステップＳ０３）。具体的には、制御部６の制御により、バルブＶ１の開度を変化させて、燃料流路３９だけでなく、燃料流路３３へも燃料を流すようにする。すなわち、燃料タンク４の燃料を、ガス加圧により、燃料流路３１−第１ポンプ１１−燃料流路３２−バルブＶ１１−燃料流路３９を介して燃焼室２１へ供給すると同時に、バルブＶ１１−燃料流路３３を介して、燃料流路３４−燃料流路３５−燃料流路３６へ供給する。このとき、燃料流路３４−燃料流路３５−燃料流路３６の燃料は、燃焼室２１やノズル２２と熱交換して、燃焼室２１やノズル２２を冷却する。それと共に、燃料流路３４−燃料流路３５−燃料流路３６の少なくとも一部に設けられた触媒部５１は、その燃料を熱化学分解してガス化し、吸熱反応でノズル２２を冷却する。
【００３９】
燃料流路３４−燃料流路３５−燃料流路３６の少なくとも一部でガス化された燃料は、燃料流路３７を介してタービン１２に供給され、タービン１２を駆動する。タービン１２を駆動したガス化した燃料は、燃料流路３８−燃料流路３９を介して燃焼室２１へ供給される。タービン１２の駆動により、第１ポンプ１１が駆動される。それにより、第１ポンプ１１が燃料タンク４の燃料を供給口から吸入し、吐出口から吐出するようになる。同時に、タービン１２の駆動により、第２ポンプ１３が駆動される。それにより、第２ポンプ１３が酸化剤タンク５の酸化剤を供給口から吸入し、吐出口から吐出するようになる。その結果、燃料側では、第１ポンプ１１の駆動により、所望の流量の燃料が燃料流路３１〜３９へ供給される。その結果、燃料の一部が燃料流路３４〜３６においてガス化され、残りの液体の燃料と燃料流路３９で混合されて燃焼室２１へ供給される。また、酸化剤側では、第２ポンプ１３の駆動により、所望の流量の酸化剤が燃焼室２１へ供給される。それにより、継続的な燃焼が燃焼室２１で行われる。
【００４０】
以上のようにして、本実施の形態に係るロケットエンジン３が始動する。
【００４１】
２．定常動作
タービン１２の駆動により、第１ポンプ１１が駆動されている。それにより、第１ポンプ１１が定常的に燃料タンク４の燃料を燃料流路３１経由で供給口から吸入し、吐出口から燃料流路３２経由でバルブＶ１へ吐出している。同時に、タービン１２の駆動により、第２ポンプ１３が駆動されている。それにより、第２ポンプ１３が定常的に酸化剤タンク５の酸化剤を酸化剤流路４１経由で供給口から吸入し、吐出口から酸化剤流路４２経由でバルブＶ２へ吐出している。
【００４２】
バルブＶ１１の開度により、燃料の一部は、バルブＶ１１−燃料流路３３を介して、燃料流路３４−燃料流路３５−燃料流路３６へ供給される。一方、燃料の残りは、バルブＶ１１−燃料流路３９を介して、燃焼室２１へ供給される。その燃料の一部は、燃料流路３４−燃料流路３５−燃料流路３６において、燃焼室２１やノズル２２と熱交換して、それらを冷却する。それと共に、その燃料の一部は、燃料流路３４−燃料流路３５−燃料流路３６の少なくとも一部の触媒部５１により、熱化学分解されてガス化され、その吸熱反応で燃焼室２１やノズル２２を冷却する。ガス化された燃料は、燃料流路３７を介してタービン１２に供給され、タービン１２を駆動する。タービン１２を駆動したガス化した燃料は、燃料流路３８−燃料流路３９を介して燃焼室２１へ供給される。
【００４３】
酸化剤は、バルブＶ２−酸化剤流路４３を介して燃焼室２１へ供給される。それにより、燃焼室２１において、ガス化された燃料と液体の燃料と液体の酸化剤とが混合されて燃焼する。
【００４４】
以上のようにして、本実施の形態に係るロケットエンジン３が定常的に動作する。
【００４５】
本実施の形態では、炭化水素の燃料の全流量のうち、一部を燃焼室２１及びノズル２２の冷却のために冷却用の燃料流路３４〜３６に流す。この冷却用の燃料流路３４〜３６に施した触媒部５１により炭化水素をガス状態に熱化学分解する。それにより、燃焼させずに酸化剤及び燃料の供給用のターボポンプ（第１ポンプ１１、第２ポンプ１３）を駆動するタービン１２の駆動用ガスとして利用する。燃料の全流量のうち、５０％〜８０％を冷却用の燃料流路３４〜３６に供給することが好ましい。５０％より少ない場合、燃料流路３４〜３６による十分な冷却効果が得られない。８０％より多い場合、燃料流路３４〜３６が冷却され過ぎて熱化学分解が起こりにくくなる。
【００４６】
また、本実施の形態では、タービン１２を駆動したガス化した燃料を、残りの液体の燃料と混合させ燃焼室２１に導入／燃焼させる。これにより、全ての燃料を無駄なく燃焼室２１の燃焼に用いることができ、エネルギー損失を低減することができる。
【００４７】
また、本実施の形態では、燃焼室２１へ供給する燃料は液体の燃料と気体の燃料との混合流となるので、燃焼室２１において、燃料と酸化剤とを混合し易くすることができる。その結果、燃焼を促進することができる。それにより、燃焼効率をより向上させることができる。
【００４８】
本実施の形態では、非特許文献１のようなガスジェネレータ（補助燃焼器）を削除することができる。それにより、ロケットエンジンの質量を軽くすることができると共に、その信頼性をより向上させることができる。また、本実施の形態では、非特許文献１のようなガスジェネレータ（補助燃焼器）を用いるときに排出する燃焼ガスが発生しないので、エネルギー損失を低減することができ、エネルギー効率をより向上させることができる。更に、本実施の形態では、非特許文献１のような副燃焼室による燃焼ガスを使用せず、燃焼室の熱を活用した熱化学分解反応ガスを利用してタービンを駆動しているため、タービン駆動系の故障の確率を大幅に減少させることができる。
【００４９】
（第２の実施の形態）
第２の実施の形態に係るロケットエンジン及びそれを適用したロケットの構成について説明する。本実施の形態では、燃料流路の配管ではなく別体で触媒部を設けている点で第１の実施の形態と相違している。以下では、主に相違点について説明する。
【００５０】
図５は、本実施の形態に係るロケットエンジン及びそれを適用したロケットの構成を示す概略図である。本実施の形態のロケットエンジン３ａでは、触媒部５２が、燃料流路３４〜燃料流路３６の少なくとも一部の配管内ではなく、燃料流路３７の途中に、触媒反応器として別体に設けられている。言い換えると、第１の実施の形態では、触媒部５１は燃料流路３４〜燃料流路３６でもあり触媒部５１でもあったが、本実施の形態では、触媒部５２は独立した触媒反応器であり、燃料流路の途中に設けられている。すなわち、燃料流路３１〜３９の途中における、燃料がノズル２２と熱交換する箇所よりも後段に設けられている。具体的には、触媒部５２は、燃料流路３７ａと燃料流路３７ｂとの間に設けられている。ここで、燃料流路３７ａは、一端を燃料流路３６の他端に接続され、他端を触媒部５２に接続されている。燃料流路３７ｂは、一端を触媒部５２に接続され、他端をタービン１２の供給口に接続されている。
【００５１】
触媒部５２は、容器と、その容器内に設けられた触媒とを備えている。触媒の種類については、第１の実施の形態と同様のものを用いることができる。ただし、触媒部５２は容器形状を有しているので、圧力損失をほとんど気にせずに、粒状又はリング状などの形状を有する触媒を内部に複数格納して用いることができる。この触媒部５２に、燃焼室２１やノズル２２を冷却して高温になった炭化水素の燃料を通すことで、容易に熱化学分解反応を起こさせ、ガス状の燃料とすることができる。なお、この場合、燃料流路３４〜燃料流路３６には触媒部５１を設けない。
【００５２】
本実施の形態においても、第１の実施の形態と同様の効果を得ることができる。
また、触媒部を径の小さい燃料流路に設ける場合、製造コストが上昇する可能性がある。しかし、本実施の形態では、触媒部として製造の容易な専用の触媒反応器を設けているので、製造コスト上昇を抑えることができる。また、触媒部を径の小さい燃料流路に設ける場合、圧力損失の増大を招く可能性がある。しかし、本実施の形態では、触媒部として製造の容易な専用の触媒反応器を設けているので、圧力損失の増大を抑えることができる。更に、推進薬を燃焼させる燃焼室に比較して、触媒部５２は作動温度が低くなり、作動環境が緩和される。それにより、コーキングのような現象をより防止することができる。
【００５３】
本発明は上記各実施の形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施の形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。
【符号の説明】
【００５４】
１    ロケット
２    ロケット本体
３、３ａ    ロケットエンジン
４    燃料タンク
５    酸化剤タンク
６    制御部
１１    第１ポンプ
１２    タービン
１３    第２ポンプ
１４    回転軸
２１    燃焼室
２２    ノズル
３１、３２、３３、３４、３５、３６、３７、３７ａ、３７ｂ、３８、３９    燃料流路
４１、４２、４３    酸化剤流路
５１、５２    触媒部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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