(57)【要約】【課題】一部に損傷を受けた場合にその損傷部分のみを交換でき、軸方向の幅、径、もしくは材質等のパラメータを容易に変化させた燃焼試験を実施でき、燃焼試験にかかるコストを抑えられ、作業性の効率が良い冷却チャンバを提供する。【解決手段】軸８を中心とする中空円筒形の壁面１０を有する燃焼室４と、燃焼室４の軸方向の一端部４ａに連結し一端部４ａから軸方向に延びるノズル６と、燃焼室４又はノズル６の壁面１０内に埋め込まれ周方向に延びて軸を囲む中空の複数の液体流路１２と、液体流路１２の中空に液体Ａを供給し排出する複数の液体配管ライン１６と、を備え、燃焼室４とノズル６とは、軸方向に分割された複数の分割片１８が連結して構成されており、各分割片１８は、少なくとも１つの液体流路１２と少なくとも１つの液体配管ライン１６とを有する。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸を中心とする中空円筒形の壁面を有する燃焼室と、
前記燃焼室の前記軸方向の一端部に連結し該一端部から前記軸方向に延びるノズルと、
前記燃焼室又は前記ノズルの壁面内に埋め込まれ周方向に延びて前記軸を囲む中空の複数の液体流路と、
前記液体流路の前記中空に液体を供給し排出する複数の液体配管ラインと、を備え、
前記燃焼室と前記ノズルとは、前記軸方向に分割された複数の分割片が連結して構成されており、
各分割片は、少なくとも１つの前記液体流路と少なくとも１つの前記液体配管ラインとを有する、ことを特徴とする冷却チャンバ。
【請求項２】
前記分割片は、
周方向に延びる前記液体流路の一部を半径方向に液密に遮断する隔壁と、
前記隔壁で遮断され周方向に延びる前記液体流路の一端部又は他端部に設けられ前記液体を前記液体流路に注入する注入口と、
前記注入口に対し前記液体流路の反対側に設けられ前記液体を前記液体流路から排出する排出口と、を有する、ことを特徴とする請求項１に記載の冷却チャンバ。
【請求項３】
前記分割片は、前記液体流路の前記一端部に注入口を有する第１分割片と、前記他端部に注入口を有する第２分割片とからなり、
前記第１分割片と前記第２分割片は、前記軸方向に交互に連結される、ことを特徴とする請求項２に記載の冷却チャンバ。
【請求項４】
前記液体配管ラインは、前記注入口に連結され前記液体を前記液体流路に注入する液体注入ラインと、
前記排出口に連結され前記液体を排出する液体排出ラインと、を有する、ことを特徴とする請求項２または３に記載の冷却チャンバ。
【請求項５】
前記液体は、水、燃料、もしくは酸化剤である、ことを特徴とする請求項１に記載の冷却チャンバ。
【請求項６】
隣り合った前記分割片の間に前記液体流路に近接して隣り合った前記分割片の間の隙間を気密に保つシールを有する、ことを特徴とする請求項１に記載の冷却チャンバ。
【請求項７】
前記分割片は機械結合により締結される、ことを特徴とする請求項１に記載の冷却チャンバ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、燃焼室の壁面が冷却されるロケットエンジンの冷却チャンバに関する。
【背景技術】
【０００２】
図１は、従来の高空燃焼試験装置１００，４０１の説明図である。（Ａ）は特許文献１に開示されたロケットエンジン１０２の燃焼試験に使用される高空燃焼試験装置１００の説明図であり、（Ｂ）は特許文献２に開示されたラムジェットエンジン等の燃焼試験に使用される高空燃焼試験装置４０１の説明図である。
図１（Ａ）に示すように、ロケットエンジン１０２の燃焼試験を行う高空燃焼試験装置１００として、従来から、例えば特許文献１に示す試験装置が知られている。ロケットエンジン１０２の燃焼試験は、燃焼室１０４とノズル１０６を有するチャンバ１０８を使用して行われる。
【０００３】
地上で行われるエンジンの燃焼試験で使用されるチャンバは、高温の燃焼ガスに繰り返し曝されるため、冷却装置が設けられる場合がある。またこのような冷却装置が設けられたチャンバを、本発明では冷却チャンバと呼ぶ。
【０００４】
従来の冷却チャンバ４００は、例えばラムジェットエンジン等のエンジンの高空燃焼試験装置４０１に使用されるものとして、特許文献２に開示されている。
特許文献２の冷却チャンバ４００は、燃焼室４０２の壁面４０４とその外周を囲む外筒４０６とで形成された冷却水路４０８を有する。そして燃焼試験時には、その冷却水路４０８に冷却水を流して燃焼室４０２の壁面４０４を冷却し、燃焼室４０２の壁面４０４の貫通等の重大な損傷は防止できる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２００２−４９４７号公報
【特許文献２】特開平５−１５７６６５号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
図１（Ａ）に示すように、ロケットエンジン１０２の燃焼室１０４には、直径が他の部分より小さく形成されたスロート２００がある。ロケットエンジン１０２は、燃焼ガスの圧力をスロート２００で圧縮し、超音速に加速させる。そのためスロート２００に最も熱負荷がかかり、損傷や、燃焼室１０４の内部形状の変化が起こりやすい。
ロケットエンジン１０２の燃焼試験で使用されるチャンバ１０８に特許文献２の冷却水路４０８を設け燃焼室１０４を冷却しても、高温ガスにより、スロート２００等の一部の燃焼室４０２の内壁面の表面に内部形状の変化や溶損等の損傷を生じ、それにより燃焼性能が安定せず、燃焼特性に影響する可能性があった。
【０００７】
またチャンバ１０８の一部の内部形状が変形した後も繰り返し燃焼試験を行う場合には、チャンバ１０８全体を交換する必要がある。
【０００８】
ロケットエンジン１０２の軸方向の幅や径等のパラメータを変化させて燃焼試験を行う場合には、異なる形状のチャンバ１０８を数種類用意し、チャンバ１０８全体を交換する必要があった。
【０００９】
そのため、燃焼試験にかかるコストが高く、作業性の効率も悪かった。
【００１０】
本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、一部に損傷を受けた場合にその損傷部分のみを交換でき、軸方向の幅、径、もしくは材質等のパラメータを容易に変化させた燃焼試験を実施でき、燃焼試験にかかるコストを抑えられ、作業性の効率が良い冷却チャンバを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明によれば、軸を中心とする中空円筒形の壁面を有する燃焼室と、
前記燃焼室の前記軸方向の一端部に連結し該一端部から前記軸方向に延びるノズルと、
前記燃焼室又は前記ノズルの壁面内に埋め込まれ周方向に延びて前記軸を囲む中空の複数の液体流路と、
前記液体流路の前記中空に液体を供給し排出する複数の液体配管ラインと、を備え、
前記燃焼室と前記ノズルとは、前記軸方向に分割された複数の分割片が連結して構成されており、
各分割片は、少なくとも１つの前記液体流路と少なくとも１つの前記液体配管ラインとを有する、ことを特徴とする冷却チャンバが提供される。
【００１２】
また前記分割片は、
周方向に延びる前記液体流路の一部を半径方向に液密に遮断する隔壁と、
前記隔壁で遮断され周方向に延びる前記液体流路の一端部又は他端部に設けられ前記液体を前記液体流路に注入する注入口と、
前記注入口に対し前記液体流路の反対側に設けられ前記液体を前記液体流路から排出する排出口と、を有する。
【００１３】
また前記分割片は、前記液体流路の前記一端部に注入口を有する第１分割片と、前記他端部に注入口を有する第２分割片とからなり、
前記第１分割片と前記第２分割片は、前記軸方向に交互に連結される。
【００１４】
また液体配管ラインは、前記注入口に連結され前記液体を前記液体流路に注入する液体注入ラインと、
前記排出口に連結され前記液体を排出する液体排出ラインと、を有する。
【００１５】
また前記液体は、水、燃料、もしくは酸化剤である。
【００１６】
また隣り合った前記分割片の間に前記液体流路に近接して隣り合った前記分割片の間の隙間を気密に保つシールを有する。
【００１７】
また前記分割片は機械結合により締結される。
【発明の効果】
【００１８】
上述した本発明の装置によれば、燃焼室とノズルが軸方向に分割された複数の分割片が連結して構成されており、１つの分割片に液体流路と液体配管ラインとが独立して設けられているので、一部の分割片とそれに付属する液体流路及び液体配管ラインのみを一括して交換するだけで、分割片を容易に組み換えることができる。
【００１９】
そのため一部の分割片の燃焼室内部に損傷が生じた場合には、損傷を受けた分割片のみを交換するだけで、冷却チャンバを修復出来る。
【００２０】
また一部の分割片を、燃焼室やノズルの径、軸方向の幅、もしくは材質が異なる別の分割片に組み換えることにより、１つの冷却チャンバで、燃焼室やノズルの様々な形状や条件について燃焼試験を行うことができる。
【００２１】
そのため、冷却チャンバの全体を交換するときに比べ、燃焼試験にかかるコストを削減でき、作業性を向上できる。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】従来の高空燃焼試験装置の説明図である。
【図２】本発明の第１実施形態の冷却チャンバの側面図である。
【図３】本発明の第１実施形態の冷却チャンバの図２のＡ−Ａ断面図である。
【図４】図３のＢ−Ｂ矢視図である。
【図５】本発明の第３実施形態の冷却チャンバの図２のＡ−Ａ断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２４】
（第１実施形態）
図２は、本発明の第１実施形態の冷却チャンバ２の側面図である。本発明の第１実施形態の冷却チャンバ２は、ロケットエンジンの燃焼試験に使用される。
本発明の冷却チャンバ２は、燃焼室４、ノズル６、複数の液体流路１２（図４を参照）、及び複数の液体配管ライン１６を備える。
【００２５】
燃焼室４は、軸８を中心とする中空円筒形の壁面１０を有し、軸方向に分割された複数の分割片１８が連結して構成されている。燃焼室４の材質として、例えば鉄鋼、アルミニウム合金、チタン合金、白金とイリジウムの合金、白金とロジウムの合金、クロムとニッケルとモリブデンとの合金等の金属材料や、繊維強化プラスチック（ＦＲＰ）が使用できる。なお、燃焼室４の材質はこれらに限らず、その他の材質でもよい。
また燃焼室４は、軸方向の一端部４ａに、直径が他の部分より小さく形成されたスロート２０（図４を参照）を有する。
【００２６】
ノズル６は、燃焼室４の軸方向の一端部４ａに連結し一端部４ａから軸方向に延びる。ノズル６も、軸方向に分割された複数の分割片１８が連結して構成されている。ノズル６の材質としては、例えば耐熱金属、グラファイト、カーボン、アルミニウム合金、チタン合金、白金とイリジウムの合金、白金とロジウムの合金、クロムとニッケルとモリブデンとの合金等の金属材料や、シリカＦＲＰ、ＣＦＲＰが使用できる。ノズル６の材質はこれらに限らず、その他の材質でもよい。
【００２７】
なお、以下、一端部４ａの軸方向の反対側の燃焼室４の端部（図２の左端）を他端部４ｂとする。また燃焼室４の一端部４ａに連結するノズル６の端部を連結部６ａとし、軸方向の反対側の端部を開口部６ｂとする。
【００２８】
分割片１８は、図２に示すように、ボルト２４ｂ等による機械結合により締結されることが好ましい。
図３は、本発明の第１実施形態の冷却チャンバ２の図２のＡ−Ａ断面図である。
【００２９】
図３に示すように、本実施形態の分割片１８は、周方向に間隔を隔てて複数のフランジ２４ａを、壁面１０の外周面に有する。そして壁面１０の周方向に間隔を隔てて配置された複数本（例えば、図３では３本）のボルト２４ｂでそれらのフランジ２４ａが締結される。
図２に示すように、他端部４ｂから開口部６ｂまでの分割片１８が、冷却チャンバ２の軸方向の長さより長いボルト２４ｂで、一括して締結されることが好ましい。なお、ボルト２４ｂの締結方法は、これに限らず、他の方法でもよい。
【００３０】
燃焼室４の一端部４ａを構成する分割片１８とノズル６の連結部６ａを構成する分割片１８は、一体に形成されることが好ましい。
また各分割片１８は、嵌め合いにより位置決めされることが好ましい。これにより壁面１０を一様にすることができる。
【００３１】
図４は、図３のＢ−Ｂ矢視図である。
本発明の冷却チャンバ２の分割片１８は、図４に示すように、液体配管ライン１６ごとに分割した形状となっている。すなわち図３と図４に示すように、各分割片１８は、少なくとも１つの液体流路１２と少なくとも１つの液体配管ライン１６とを有し、１つの液体流路１２に対して１つの液体配管ライン１６が設けられる。
【００３２】
図３に示すように、液体流路１２は、燃焼室４又はノズル６の壁面１０内に埋め込まれ、周方向に延びて軸８を囲む中空の複数の流路である。液体流路１２は、各分割片１８の壁面１０内に少なくとも１つ埋め込まれている。
【００３３】
また分割片１８は、周方向に延びる液体流路１２の一部を半径方向に液密に遮断する隔壁１２ｃと、隔壁１２ｃで遮断され周方向に延びる液体流路１２の一端部１２ａ又は他端部１２ｂに設けられ液体Ａを液体流路１２に注入する注入口３０と、注入口３０に対し液体流路１２の反対側に設けられ液体Ａを液体流路１２から排出する排出口３２と、を有する。隔壁１２ｃは、図３に示すように１つでもよく、また周方向に間隔を隔てて複数設けられていてもよい。
なお、図３に示す実施形態の液体流路１２は、一端部１２ａに注入口３０を有し、他端部１２ｂに排出口３２を有する。
【００３４】
液体配管ライン１６は、図４に示すように、軸方向に複数設けられ、液体流路１２の中空に液体Ａを供給し排出する配管である。
【００３５】
図３に示すように、１つの液体配管ライン１６は、液体流路１２の注入口３０に連結され液体Ａを液体流路１２に注入する液体注入ライン１６ａと、排出口３２に連結され液体Ａを排出する液体排出ライン１６ｂと、を有する。
なお、液体配管ライン１６の連結はこれらに限らず、燃焼試験の内容に応じて適宜変更してよい。
【００３６】
冷却チャンバ２を冷却するために液体流路１２の中空に供給される液体Ａは、水が好ましい。しかし冷媒となり得る液体であればその他の液体でもよい。
【００３７】
液体Ａは、まずポンプ（図示せず）から液体送入管２６に所定の圧力で送入され、液体送入管２６に連結された複数の液体注入ライン１６ａを介して各分割片１８の液体流路１２の注入口３０に注入される。そして液体Ａは、燃焼室４とノズル６の壁面１０内を液体流路１２に沿って周方向に流れ、壁面１０を冷却し、排出口３２から液体排出ライン１６ｂに排出される。
なお、液体排出ライン１６ｂに排出された液体Ａは、液体Ａ用のタンクに集められ、温度を低下させた後、再びポンプに送られ、循環することが好ましい。液体Ａは、図３に示すように、液体排出ライン１６ｂから、ポンプに連結する液体排出管２８に集められることが好ましい。
【００３８】
また本発明の冷却チャンバ２は、隣り合った分割片１８の間に、液体流路１２に近接して、隣り合った分割片１８の間の隙間を気密に保つシール２２を有する。すなわちシール２２は、分割片１８と分割片１８との間の液体流路１２に近い位置に設けられる。
このシール２２は、３００度以上の高温に耐えられるゴムシールや金属シールであることが好ましい。
【００３９】
なお、シール２２としてゴムシールを使用することにより、組立てを容易にすることができる。一方、シール２２として金属シールを使用することにより、ゴムシールでは対応できない高温にも対応することができる。
金属シールを使用するためには、強い締結力で分割片１８を締結する必要がある。そのため、金属シールを使用する際には、分割片１８に設けるフランジ２４ａの厚みを増すなどの方法でフランジ２４ａの強度を高めることにより、その締結力を高めることが好ましい。
【００４０】
本発明の冷却チャンバ２は、この構成により、燃焼試験の内容や分割片１８の損傷具合に応じて、分割片１８を、液体流路１２や液体配管ライン１６と一括して組み換えることができる。
それにより、例えば冷却チャンバ２の一部の分割片１８を、燃焼室４やノズル６の径、軸方向の幅、もしくは材質が異なる別の分割片１８に組み換えることで、１つの冷却チャンバ２で、燃焼室４やノズル６の様々な形状や条件について、燃焼試験を行うことができる。
【００４１】
また一部の分割片１８の燃焼室４内部に損傷が生じた場合には、損傷を受けた分割片１８のみを交換するだけで、損傷した分割片１８に付属する液体流路１２と液体配管ライン１６も交換でき、冷却チャンバ２を容易に修復出来る。そのため、燃焼試験にかかるコストを削減でき、作業性も向上する。
【００４２】
また、本発明の冷却チャンバ２は、例えば白金とイリジウムの合金とクロムとニッケルとモリブデンとの合金のような溶接技術での接合が難しい素材で構成されるチャンバでも、それらの素材の分割片１８を隣接して締結することにより、容易に構成することができる。
【００４３】
本発明の冷却チャンバ２は、シール２２を有することにより、燃焼室４内の燃焼ガスＢの温度が数千Ｋもの高温となっても、隣り合った分割片１８の間の隙間を気密に保つことができる。
【００４４】
（第２実施形態）
本発明の第２実施形態の冷却チャンバ２は、宇宙に発射するロケットのロケットエンジン、または宇宙空間で使用するロケットエンジンとして使用される。
本発明の第２実施形態の冷却チャンバ２は、ロケットエンジンの燃料タンクまたは酸化剤タンクに液体配管ライン１６を連結し、燃料または酸化剤を液体Ａとして使用することが好ましい。これにより、冷媒として燃料や酸化剤とは別の液体を積載する必要はないため、ロケットの積載量を増やさずに済む。
【００４５】
第２実施形態の冷却チャンバ２は、宇宙ステーションに取り付けられたエンジンに使用してもよい。
その他の第２実施形態の構成は、第１実施形態と同様である。
【００４６】
（第３実施形態）
図５は、本発明の第３実施形態の冷却チャンバ２の図２のＡ−Ａ断面図である。
本発明の第３実施形態の冷却チャンバ２は、分割片１８が、液体流路１２の一端部１２ａに注入口３０を有する第１分割片１８ａと、他端部１２ｂに注入口３０を有する第２分割片１８ｂとからなり、第１分割片１８ａと第２分割片１８ｂは、軸方向に交互に連結される。
本実施形態の冷却チャンバ２の構成は、液体流路１２の一端部１２ａに液体注入ライン１６ａが連結され他端部１２ｂに液体排出ライン１６ｂが連結される液体配管ライン１６（図３を参照）と、液体流路１２の他端部１２ｂに液体注入ライン１６ａが連結され一端部１２ａに液体排出ライン１６ｂが連結される液体配管ライン１６（図５を参照）とが、軸方向に交互に配置されてもよい。
【００４７】
その他の第３実施形態の構成は、第１実施形態と同様である。
これにより一端部１２ａ側の壁面１０がより冷却される分割片１８と、他端部１２ｂ側の壁面１０がより冷却される分割片１８とを交互に配置することとなるので、一端部１２ａ側の壁面１０と他端部１２ｂ側の壁面１０との温度を均一に冷却できる。
【００４８】
上述した本発明の装置によれば、燃焼室４とノズル６が軸方向に分割された複数の分割片１８が連結して構成されており、１つの分割片１８に液体流路１２と液体配管ライン１６とが独立して設けられているので、一部の分割片１８とそれに付属する液体流路１２及び液体配管ライン１６のみを一括して交換するだけで、分割片１８を容易に組み換えることができる。
【００４９】
そのため一部の分割片１８の燃焼室４内部に損傷が生じた場合には、損傷を受けた分割片１８のみを交換するだけで、冷却チャンバ２を容易に修復出来る。
【００５０】
また一部の分割片１８を、燃焼室４やノズル６の径、軸方向の幅、もしくは材質が異なる別の分割片１８に組み換えることにより、１つの冷却チャンバ２で、燃焼室４やノズル６の様々な形状や条件について燃焼試験を行うことができる。
【００５１】
そのため、冷却チャンバ２の全体を交換するときに比べ、燃焼試験にかかるコストを削減でき、作業性を向上できる。
【００５２】
なお本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。
【符号の説明】
【００５３】
２  冷却チャンバ、
４  燃焼室、
４ａ  一端部、４ｂ  他端部、
６  ノズル、
６ａ  連結部、６ｂ  開口部、
８  軸、１０  壁面、
１２  液体流路、１２ａ  一端部、
１２ｂ  他端部、１２ｃ  隔壁、
１６  液体配管ライン、
１６ａ  液体注入ライン、１６ｂ  液体排出ライン、
１８  分割片、
１８ａ  第１分割片、１８ｂ  第２分割片、
２０  スロート、２２  シール、
２４ａ  フランジ、２４ｂ  ボルト、
２６  液体送入管、２８  液体排出管、
３０  注入口、３２  排出口、
１００  高空燃焼試験装置、
１０２  ロケットエンジン、
１０４  燃焼室、１０６  ノズル、
１０８  チャンバ、２００  スロート、
４００  冷却チャンバ、
４０１  高空燃焼試験装置、４０２  燃焼室、
４０４  壁面、４０６  外筒、
４０８  冷却水路、
Ａ  液体、Ｂ  燃焼ガス
【図１】
2015099044.tif 000003
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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