(57)【要約】      （修正有）【課題】流動圧力損失が小さく、動作安定性が高く、広い動作領域に亘って均一な温度分布及び出力分布を達成することのできる、液体燃料ロケットエンジンの燃焼室のための噴射装置を提供する。【解決手段】燃焼室２に臨むように配設された噴射プレート１０と、第１推進剤成分のための第１噴射ノズル３２と、第２推進剤成分のための第２噴射ノズル４２とを備えた噴射装置において、前記第１及び第２噴射ノズル３２、４２の各々が、前記燃焼室２に開口した流入孔部３３、４３を備えており、前記第１及び第２噴射ノズル３２、４２の各々が、当該噴射ノズルの前記開口部３１、４１とは反対の側の端部において、前記流入孔部３３、４３と同軸的に延在する絞り孔部３４、４４を備えており、前記絞り孔部３４、４４の各々が、当該絞り孔部に対応した前記流入孔部３３、４３の流路断面積と等しいかまたはそれより小さい流路断面積を有する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
液体燃料ロケットエンジンの燃焼室のための噴射装置であって、前記燃焼室（２）の燃焼空間（２０）に臨むように配設された少なくとも１つの噴射プレート（１０）と、第１推進剤成分のための少なくとも１つの第１噴射ノズル（３２）と、第２推進剤成分のための少なくとも１つの第２噴射ノズル（４２）とを備えた噴射装置において、
前記第１及び第２噴射ノズル（３２、４２）の各々が、前記燃焼室（２）に開口した流入孔部（３３、４３）を備えており、
前記第１及び第２噴射ノズル（３２、４２）の各々が、当該噴射ノズルの前記開口部（３１、４１）とは反対の側の端部において、前記流入孔部（３３、４３）と同軸的に延在する絞り孔部（３４、４４）を備えており、
前記絞り孔部（３４、４４）の各々が、当該絞り孔部に対応した前記流入孔部（３３、４３）の流路断面積と等しいかまたはそれより小さい流路断面積を有する、
ことを特徴とする噴射装置。
【請求項２】
前記第１噴射ノズル（３２）の各々と、前記第２噴射ノズル（４２）の各々とが、互いに平行に、且つ、互いに近接して配設されていることを特徴とする請求項１記載の噴射装置。
【請求項３】
前記第１噴射ノズル（３２）の各々及び／または前記第２噴射ノズル（４２）の各々が、前記絞り孔部（３４、４４）の前記燃焼室（２）とは反対の側に、該絞り孔部（３４、４４）と同軸の供給孔部（３８、４８）を備えており、該供給孔部（３８、４８）の流路断面積は、該供給孔部に対応した絞り孔部（３４、４４）の流路断面積より大きいことを特徴とする請求項１又は２記載の噴射装置。
【請求項４】
前記第１噴射ノズル（３２）の各々及び／または前記第２噴射ノズル（４２）の各々が、前記流入孔部（３３、４３）及び／または前記絞り孔部（３４、４４）が設けられた少なくとも１つの管体（１４、１６）を備えていることを特徴とする請求項２又は３記載の噴射装置。
【請求項５】
前記流入孔部（３３、４３）の各々及び／または前記絞り孔部（３４、４４）の各々が夫々１つの流路によって形成されており、該流路は好ましくは断面形状が円形の流路であることを特徴とする請求項１乃至４の何れか１項記載の噴射装置。
【請求項６】
液体燃料ロケットエンジンの燃焼室のための噴射装置であって、第１推進剤成分のための少なくとも１つの第１噴射ノズル（３２）と、第２推進剤成分のための少なくとも１つの第２噴射ノズル（４２）とを備えた噴射装置において、
第１噴射ノズル（３２）は、第１推進剤成分を第１供給路（３）から燃焼室（２）へと流すと共に、第１供給路（３）を燃料室（２）から流体圧力的に分離する第１分離手段（３４）を備えており、
第２噴射ノズル（４２）は、第２推進剤成分を第２供給路（４）から燃焼室（２）へと流すと共に、第２供給路（４）を燃焼室（２）から流体圧力的に分離する第２分離手段（４４）を備えることを特徴とする噴射装置。
【請求項７】
前記第１分離手段は、第１噴射ノズル（３２）の流路に設けられた第１絞り孔部（３４）であり、前記第２分離手段は、第２噴射ノズル（４２）の流路に設けられた第２絞り孔部（４４）であり、前記第１絞り孔部（３４）が、第１噴射ノズル（３２）の燃焼室（２）に開口した第１流入孔部（３３）の流路断面積以下の流路断面積を有し、第２絞り孔部（４４）が、第２噴射ノズル（４２）の燃焼室（２）に開口した第２流入孔部（４３）の流路断面積以下の流路断面積を有することを特徴とする請求項６記載の噴射装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、請求項１の前提部分に記載した種類の、液体燃料ロケットエンジンの燃焼室のための噴射装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
ロケットエンジンの噴射装置に求められる機能には、良好な混合体を調製することにより小さな燃焼室容積で推進剤を確実に完全燃焼させること、燃焼ガスの均一な混合が行われるようにすること、高度の燃焼安定性が得られるようにすること、それに、噴射圧力損失をできるだけ小さくすることがある。更に、燃焼室の壁面並びに推進ノズルの壁面への熱入力が許容限度を超えないようにすることも求められている。また、製造コストをできるだけ低く抑えることも求められている。
【０００３】
George P. Sutton, Oscar Biblarz共著、Rocket Propulsion Elements、第７版、第271頁〜第276頁（非特許文献１）によって、液体燃料ロケットエンジンのための様々な種類の噴射ヘッドが公知となっており、それら噴射ヘッドのうちには、同軸形噴射方式、旋回噴射方式、それにパルス噴射方式で動作するものなどがある。これらの種類の噴射ヘッドに付随する短所としては、燃焼室内に推進剤の噴流が形成され、その推進剤の噴流の内部では、燃料が過剰であるために濃厚燃焼が支配的であったり、酸化剤が過剰であるために希薄燃焼が支配的であったりするということがある。また、推進剤の噴流が形成されると、それによって燃焼度、即ち燃焼効率係数が低下する。更に、希薄噴流は、燃焼室の壁面に高温ガス腐食や、局部的高温領域、即ちいわゆる「ホットスポット」を発生させ、その結果として、燃焼室が損傷するおそれがある。一方、燃料が過剰な濃厚噴流は、使用している燃料が熱分解しやすいものである場合には、局部的圧力上昇を発生させることがあり、そのような局部的圧力上昇は、高周波不安定燃焼を引き起こすおそれがある。
【０００４】
また、パルス噴射方式や、旋回噴射方式で動作する噴射システムでは、２種類の推進剤成分の噴流どうしが直接的に衝突することによって、それら推進剤成分の運動量に脈動が発生するということがある。
【０００５】
また、いわゆる平行噴射型シャワーヘッド噴射方式で動作する噴射ヘッドも公知となっており、この種の噴射ヘッドでは、２種類の推進剤成分が互いに平行に燃焼室内へ噴射される。平行噴射型シャワーヘッド噴射方式では、噴流は形成されず、しかも、燃焼ガスの流れ方向である軸方向と、それに直交する方向である径方向とのいずれの方向にも、酸化剤と燃料との混合体が均一に形成される。また更に、複数の燃料噴射孔と複数の酸化剤噴射孔とを、市松模様を成すように交互に配置し、或いは、円周上に並べて交互に配置し、或いは、蜂の巣状に交互に配置した構成も公知となっている。２種類の推進剤を混合するために必要とされる径方向の速度成分には、４通りの発生の仕方がある。先ず、噴射された推進剤成分は、分散し、個々の液滴になって飛散する。また、その推進剤成分の液滴の表面に作用する剪断力及び外乱力のために、個々の液滴に対して、その推進剤成分の粘性に応じて、噴射方向に直交する方向の運動が付与される。また、燃焼反応が開始することによっても外乱力が発生し、その外乱力によって、噴射方向に直交する方向の運動が推進剤成分に付与されることもあり得る。また、推進剤成分が燃焼室内へ高速で噴射されるため、各々の推進剤成分が、他方の推進剤成分に対してエジェクタ効果を及ぼし、その結果として、他方の推進剤成分に対して巻き込み作用を及ぼすことにより、他方の推進剤成分を噴射方向に直交する方向に加速することもあり得る。
【０００６】
これまでに公知となっている、様々な方式の液体燃料ロケットエンジンの燃焼室のための噴射装置には、夫々、その噴射方式に特有の短所が付随している。パルス噴射方式の噴射装置では、温度分布が非対称形となるため、その製造に際して非常に高い精度が要求される。この噴射方式の噴射装置では更に、ロケットエンジンの出力が、２種類の推進剤成分の混合比に大きく影響されるということもある。旋回噴射方式の噴射装置では、噴射ヘッドの圧力損失が大きなものとならざるを得ない。この噴射方式の噴射装置にはまた、特に、燃焼室の壁面において推進剤の混合が行われることから、燃焼室の壁面の熱負荷が大きなものとなるという短所も付随している。シャワーヘッド噴射方式の噴射装置では、大きな燃焼室を必要とする一方で、出力が小さく、熱安定性も低いということがある。
【非特許文献１】George P. Sutton, Oscar Biblarz共著、Rocket Propulsion Elements、第７版、第271頁〜第276頁
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明が解決しようとする課題は、流動圧力損失が小さく、動作安定性が高く、広い動作領域に亘って均一な温度分布及び出力分布を達成することのできる、液体燃料ロケットエンジンの燃焼室のための噴射装置を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
かかる課題は、特許請求の範囲の請求項１、６に記載した特徴を備えた噴射装置によって解決される。
即ち、本発明により提供される噴射装置は、液体燃料ロケットエンジンの燃焼室のための噴射装置であって、前記燃焼室の燃焼空間に臨むように配設された少なくとも１つの噴射プレートと、第１推進剤成分のための少なくとも１つの第１噴射ノズルと、第２推進剤成分のための少なくとも１つの第２噴射ノズルとを備えた噴射装置である。本発明によれば、前記第１及び第２噴射ノズルの各々が、前記燃焼室に開口した流入孔部を備えており、前記第１及び第２噴射ノズルの各々が、当該噴射ノズルの前記開口部とは反対の側の端部において、前記流入孔部と同軸的に延在する絞り孔部を備えており、前記絞り孔部の各々が、当該絞り孔部に対応した前記流入孔部の流路断面積と等しいかまたはそれより小さい流路断面積を有する。
【０００９】
また、本発明は、液体燃料ロケットエンジンの燃焼室のための噴射装置であって、第１推進剤成分のための少なくとも１つの第１噴射ノズルと、第２推進剤成分のための少なくとも１つの第２噴射ノズルとを備えた噴射装置において、第１噴射ノズルは、第１推進剤成分を第１供給路から燃焼室へと流すと共に、第１供給路を燃料室から流体圧力的に分離する第１分離手段を備えており、第２噴射ノズルは、第２推進剤成分を第２供給路から燃焼室へと流すと共に、第２供給路を燃焼室から流体圧力的に分離する第２分離手段を備える。
前記第１分離手段は、第１噴射ノズルの流路に設けられた第１絞り孔部であり、前記第２分離手段は、第２噴射ノズルの流路に設けられた第２絞り孔部であり、前記第１絞り孔部が、第１噴射ノズルの燃焼室に開口した第１流入孔部の流路断面積以下の流路断面積を有し、第２絞り孔部が、第２噴射ノズルの燃焼室に開口した第２流入孔部の流路断面積以下の流路断面積を有することができる。
【００１０】
従属請求項は、本発明に係る噴射装置の特に有利な構成に関する特徴を記載したものである。
【００１１】
本発明における噴射ノズルの構成は、推進剤の噴射を最適に行う上で必要とされる２つの機能である「圧力降下を発生させる」機能と、「噴射分散を制御するための最適形状を実現する」機能とを、分離しようとするものである。噴射ノズルの、燃焼室への開口部とは反対の側に設けられた絞り部は、好ましくは小さな流路断面積を有するものであり、圧力降下を発生させて、この圧力降下によって、燃焼室と、この噴射装置より上流側に位置する供給システムとが流体圧力的に分離されている。また、燃焼室の側に設けた、より大きな流路断面積を有する流入孔部においては、付加的な圧力回復が発生する。各々の推進剤成分が燃焼室に流入するときの速度である噴射速度は、この流入孔部の流路断面積の大きさに応じて定まる。そのため、各々の推進剤成分に対応した流入孔部の流路断面積を様々な大きさに選定することによって、各々の推進剤成分が分散して液滴になるときの分散形態及び分散飛程を、それら推進剤成分どうしの間で理想的に相互調整することができる。
【００１２】
本発明に係る噴射装置の更なる利点である、燃焼室を推進剤成分の供給システムから流体圧力的に分離し得ることについて、本出願人が試験をした結果では、推進剤成分の流入圧力を１０バール（約１ＭＰａ）以下の低圧力にした場合でも、安定した動作状態を得ることができた。
【００１３】
前記少なくとも１つの第１噴射ノズルの各々と、前記少なくとも１つの第２噴射ノズルの各々とが、互いに平行に、且つ、互いに近接して配設されているようにすることが好ましい。
【００１４】
前記少なくとも１つの第１噴射ノズルの各々及び／または前記少なくとも１つの第２噴射ノズルの各々が、前記絞り孔部の前記燃焼室とは反対の側に、該絞り孔部と同軸的な供給孔部を備えているようにすることが好ましく、該供給孔部の流路断面積は、該供給孔部に対応した絞り孔部の流路断面積より大きなものとする。推進剤成分の供給システムから各々の絞り孔部への流入部をこのような構成とすることにより、特に、供給孔部から絞り孔部への移行部分が漏斗形に形成されている場合には、それより下流側の夫々の孔部における、流れの剥離、キャビテーション、及びスーパーキャビテーションが防止される。また、この供給孔部は、対応する推進剤流路における絞り孔部の開口部の箇所に設けた面取部として形成することも可能である。
【００１５】
本発明に係る噴射装置の好ましい実施の形態の１つは、前記少なくとも１つの第１噴射ノズルの各々及び／または前記少なくとも１つの第２噴射ノズルの各々が、前記流入孔部及び／または前記絞り孔部が設けられた少なくとも１つの管体を備えていることを特徴とする実施の形態である。
【００１６】
前記流入孔部の各々及び／または前記絞り孔部の各々が夫々１つの流路によって形成されているようにすることが好ましく、該流路は好ましくは断面形状が円形の流路である。尚、「孔部」という用語は、断面形状が円形の貫通流路における孔部に限定されるものではなく、その他の断面形状を有する貫通流路における孔部を備えたものも本発明に含まれる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
以下に添付図面を参照しつつ、本発明を、その具体的な実施の形態に即して、更に詳細に説明して行く。
【００１８】
図１に示したのは、本発明の第１の実施の形態に係る、液体燃料ロケットエンジンの燃焼室２のための噴射装置１である。燃焼室２は、壁面２２を有する燃焼空間２０を備えている。壁面２２の一部は、噴射装置１の噴射プレート１０によって形成されている。この噴射プレート１０は、噴射装置１の構成要素である噴射ヘッド１２の燃焼室側の表面を形成している。噴射ヘッド１２の噴射プレート１０とは反対の側では、この噴射ヘッド１２の少なくとも一部分が、第１推進剤成分を供給するための推進剤供給システムの第１供給路３に臨んでいる。一方、噴射ヘッド１２の噴射プレート１０とは反対の側の、それとは別の少なくとも一部分が、第２推進剤成分を供給するための供給システムの第２供給路４に臨んでいる。
【００１９】
噴射ヘッド１２は、第１貫通流路３０を備えており、この第１貫通流路３０は、第１供給路３を燃焼空間２０に連通させている。更に、この第１貫通流路３０は、第１推進剤成分のための第１噴射ノズル３２を構成している。第１噴射ノズル３２は、燃焼室２に開口した流入孔部３３を備えており、この流入孔部３３は第１貫通流路３０の全長の大部分に亘って延在している。
【００２０】
第１噴射ノズル３２は、燃焼室２に開口している開口部３１とは反対側の端部に、流入孔部３３と同軸的に延在する第１分離手段としての絞り孔部３４を備えている。絞り孔部３４の直径は、流入孔部３３の直径より小さく、そのため、流入孔部３３と絞り孔部３４との間には、絞り孔部３４に近付くにつれて縮径するようにテーパが付けられた、円錐孔部３５が設けられている。絞り孔部３４には、第１供給路３に開口している開口部３７の箇所に、面取部３６が形成されており、この面取部３６は、絞り孔部３４から開口部３７に向かって拡径している。
【００２１】
第１推進剤成分は、第１供給路３から第１貫通流路３０を通過して燃焼室２の中へ、矢印Ｓで示した方向に流れる。第１推進剤成分は、絞り孔部３４を通過しているときは速度が増大しており、そのため、この絞り孔部３４の領域では、第１推進剤成分の静圧は低下している。第１推進剤成分は、絞り孔部３４を通過したならば、円錐孔部３５の直径が流れの方向に拡径していることから、この円錐孔部３５の領域において圧力が回復し、またそれに伴って減速する。この圧力の回復幅は、また更に、流入孔部３３の中を流れる第１推進剤成分の流速は、この流入孔部３３の直径に応じたものとなる。第１推進剤成分は、その流速をもって、流入孔部３３の開口部３１から燃焼室２の燃焼空間２０の中へ流入する。
【００２２】
第１貫通流路の各部の寸法仕様は、即ち、流入孔部３３、円錐孔部３５、及び絞り孔部３４の夫々の長さ及び夫々の直径は、第１噴射ノズル３２を通過して流れる第１推進剤成分が、それら孔部の壁面において流れの剥離を生じることのない寸法仕様に設計されている。
【００２３】
噴射ヘッド１２は、第１貫通流路３０と平行に設けられた第２貫通流路４０を備えており、この第２貫通流路４０は、第２供給路４を燃焼空間２０に連通させている。更に、この第２貫通流路４０は、第２推進剤成分のための第２噴射ノズル４２を構成している。第２噴射ノズル４２は、燃焼室２に開口した流入孔部４３を備えており、この流入孔部４３は第２貫通流路４０の全長の大部分に亘って延在している。
【００２４】
第２噴射ノズル４２は、燃焼室２に開口している開口部４１とは反対側の端部に、流入孔部４３と同軸的に延在する第２分離手段としての絞り孔部４４を備えている。絞り孔部４４の直径は、流入孔部４３の直径より小さく、そのため、流入孔部４３と絞り孔部４４との間には、絞り孔部４４に近付くにつれて縮径するようにテーパが付けられた、円錐孔部４５が設けられている。絞り孔部４４には、第２供給路４に開口している開口部４７の箇所に、面取部４６が形成されており、この面取部４６は、絞り孔部４４から開口部４７に向かって拡径している。
【００２５】
第２推進剤成分は、第２供給路４から第２貫通流路４０を通過して燃焼室２の中へ、矢印方向に流れる。第２推進剤成分は、絞り孔部４４を通過しているときは速度が増大しており、そのため、この絞り孔部４４の領域では、第２推進剤成分の静圧は低下している。第２推進剤成分は、絞り孔部４４を通過したならば、円錐孔部４５の直径が流れの方向に拡径していることから、この円錐孔部４５の領域において圧力が回復し、またそれに伴って減速する。この圧力の回復幅は、また更に、流入孔部４３の中を流れる第２推進剤成分の流速は、この流入孔部４３の直径に応じたものとなる。第２推進剤成分は、その流速をもって、流入孔部４３の開口部４１から燃焼室２の燃焼空間２０の中へ流入する。
【００２６】
第２貫通流路の各部の寸法仕様は、即ち、流入孔部４３、円錐孔部４５、及び絞り孔部４４の夫々の長さ及び夫々の直径は、第２噴射ノズル４２を通過して流れる第２推進剤成分が、それら孔部の壁面において流れの剥離を生じることのない寸法仕様に設計されている。
【００２７】
図２に示したのは、図１に示した噴射装置に変更を加えた、変更構成例に係る実施の形態であり、この変更構成例に係る実施の形態は、図１の噴射装置と基本的に同様に構成されている。ただし、図２に示した噴射装置１’は、第１貫通流路３０の絞り孔部３４の開口部３７の近傍部分と、第２貫通流路４０の絞り孔部４４の開口部４７の近傍部分とに、変更が加えられている。
【００２８】
図１の実施の形態に設けられている面取部３６に替えて、第１供給路３に開口している第１貫通流路３０’の開口部３７の箇所には、短い円筒形の開口近傍孔部３８が設けられており、この開口近傍孔部３８は、絞り孔部３４に近付くにつれて縮径するようにテーパが付けられた円錐孔部３９を介して、絞り孔部３４へ移行している。この円筒形の開口近傍孔部３８の直径は、絞り孔部３４の直径より大きく、また流入孔部３３の直径よりも大きい。第１供給路３から絞り孔部３４への流入部をこのような構成とすることで、円錐孔部３５と同様に、これより下流側の孔部３４、３５、及び３３における、流れの剥離、キャビテーション、及びスーパーキャビテーションを防止するのに役立つ。図１の実施の形態に設けられている面取部３７も、それらを防止する効果を有するが、その効果は大きなものではなく、図２の実施の形態は、より大きな効果をもたらす変更構成例である。
【００２９】
第２供給路４に開口している第２貫通流路４０’の開口部４７の箇所にも、図１の実施の形態に設けられている面取部４６に替えて、短い円筒形の開口近傍孔部４８が設けられており、この開口近傍孔部４８は、絞り孔部４４に近付くにつれて縮径するようにテーパが付けられた円錐孔部４９を介して、絞り孔部４４へ移行している。この円筒形の開口近傍孔部４８の直径は、絞り孔部４４の直径より大きく、また流入孔部４３の直径よりも大きい。第２供給路４から絞り孔部４４への流入部をこのような構成とすることで、円錐孔部４５と同様に、これより下流側の孔部４４、４５、及び４３における、流れの剥離、キャビテーション、及びスーパーキャビテーションを防止するのに役立つ。図１の実施の形態に設けられている面取部４７も、それらを防止する効果を有するが、その効果は大きなものではなく、図２の実施の形態は、より大きな効果をもたらす変更構成例である。
【００３０】
更に、図２から明らかなように、第１噴射ノズル３２及び第２噴射ノズル４２は、噴射ヘッド１２’の中に嵌合した管体１４、１６に形成されている。かかる変更点は、図１に示した貫通流路にも適用可能である。
【００３１】
尚、特許請求の範囲の記載、明細書の記載、並びに図面中に使用した参照符号は、本発明の理解を容易にするためのものであり、本発明の範囲を限定するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】本発明に係る噴射装置の第１の実施の形態を示した図である。
【図２】本発明に係る噴射装置の変更構成例である実施の形態を示した図である。
【符号の説明】
【００３３】
１、１’  噴射装置
２    燃焼室
３    第１供給路
４    第２供給路
１０  噴射プレート
１２、１２’  噴射ヘッド
１４、１６    管体
２０  燃焼空間
２２  壁面
３０、３０’  第１貫通流路
３１、４１    開口部
３２  第１噴射ノズル
４２  第２噴射ノズル
３３、４３  流入孔部
３４、４４  絞り孔部
３５、４５  円錐孔部
３６、４６  面取部
３７、４７  開口部
３８、４８  円筒形の開口近傍孔部
３９、４９  円錐孔部
４０、４０’  第２貫通流路
【図１】
2006329198.tif 000003
【図２】
2006329198.tif 000004