(57)【要約】【課題】未燃推進薬のパージ時における後燃え対策をより確実にした、ロケット用エンジン燃焼試験装置を提供する。【解決手段】ロケット用エンジンの燃焼試験装置１である。不活性ガスの液体を供給する液体供給源１１と、液体供給源１１に接続されて液体供給源１１から供給される不活性ガスの液体を移送する移送管１２と、移送管１２に接続されるとともに、ロケット用エンジンにおける排気側となる開口部の周囲に配置されるパージ配管１３と、を備える後燃防止機構１０を有する。移送管１２は、不活性ガスの液体を移送しつつ、移送中に液体を気化させるよう構成されている。パージ配管１３は、移送管１２によって移送された不活性ガスを気体の状態で噴射するよう構成されている。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケット用エンジンの燃焼試験装置であって、
不活性ガスの液体を供給する液体供給源と、前記液体供給源に接続されて該液体供給源から供給される不活性ガスの液体を移送する移送管と、前記移送管に接続されるとともに、前記ロケット用エンジンにおける排気側となる開口部の周囲に配置されるパージ配管と、を備える後燃防止機構を有し、
前記移送管は、不活性ガスの液体を移送しつつ、移送中に前記液体を気化させるよう構成され、前記パージ配管は、前記移送管によって移送された不活性ガスを気体の状態で噴射するよう構成されていることを特徴とするロケット用エンジン燃焼試験装置。
【請求項２】
前記パージ配管は、リング状に形成されるとともに、前記ロケット用エンジンの前記開口部側の延長方向に、不活性ガスの気体を円筒状に噴射するよう構成されていることを特徴とする請求項１記載のロケット用エンジン燃焼試験装置。
【請求項３】
前記パージ配管には不活性ガスを気体の状態で噴射するノズルが複数形成されており、
前記パージ配管は、前記ノズルが前記ロケット用エンジンの前記開口部の端縁の高さ以上の高さとなるように配置されていることを特徴とする請求項２に記載のロケット用エンジン燃焼試験装置。
【請求項４】
前記パージ配管は、前記ノズルから噴射する不活性ガスの噴射角内に前記ロケット用エンジンの前記開口部の端縁が位置するように配置されていることを特徴とする請求項３記載のロケット用エンジン燃焼試験装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロケット用エンジン燃焼試験装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般にロケット用エンジンの燃焼試験においては、試験終了時、または中断時などのエンジンを切って燃焼を止めるカットオフ時に、未燃推進薬をパージによってエンジンから排出する。そして、排出した未燃推進薬を外部トーチの火炎に引火させて燃焼させ、消費することにより、未燃推進薬が不測に燃焼するのを防止し、試験の安全を確かなものにしている。
【０００３】
ところで、排出した未燃推進薬を外部トーチの火炎に引火させて燃焼させた際、火炎がエンジンを包み込む、いわゆる「後燃え」が起こることがある。そのため、周囲を充分に防災対策することにより、前記火炎が周囲に燃え移るのを防止している。
なお、このようなロケットエンジン燃焼試験用の消火装置としては、液体窒素を液体のまま直接噴霧する消火装置が知られている（例えば、特許文献１参照）
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平４−１１６２５５号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、前記の「後燃え」が起こると、充分に防炎対策を行っているにもかかわらず、エンジン回りのケーブルなどを焦がすことがある。そのため、備品の損傷や劣化によって燃焼試験のコストが高くなってしまうことから、より確実な後燃え対策の提供が望まれている。
【０００６】
また、前記の液体窒素を液体のまま直接噴霧する消火装置は、不測に火災が起きたときのための消火設備であり、燃焼試験の一環として行われる未燃推進薬のパージ時に適用することはできない。すなわち、パージによる未燃推進薬の燃焼は、未燃推進薬が不測に燃焼するのを防止すべく、その全量を燃焼により消費するために行うものである。したがって、この未燃推進薬を燃焼させた際に火炎中に直接液体窒素を噴霧すると、未燃推進薬の全量が消費される前に火炎が消え、未燃推進薬の一部が消費されずに残ってしまう。その結果、消費されずに残った未燃推進薬は、不測に燃焼する可能性が解消されないままになってしまう。
【０００７】
本発明は前記事情に鑑みてなされたもので、その目的とするところは、未燃推進薬のパージ時における後燃え対策をより確実にした、ロケット用エンジン燃焼試験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】
本発明のロケット用エンジン燃焼試験装置は、ロケット用エンジンの燃焼試験装置であって、
不活性ガスの液体を供給する液体供給源と、前記液体供給源に接続されて該液体供給源から供給される不活性ガスの液体を移送する移送管と、前記移送管に接続されるとともに、前記ロケット用エンジンにおける排気側となる開口部の周囲に配置されるパージ配管と、を備える後燃防止機構を有し、
前記移送管は、不活性ガスの液体を移送しつつ、移送中に前記液体を気化させるよう構成され、前記パージ配管は、前記移送管によって移送された不活性ガスを気体の状態で噴射するよう構成されていることを特徴とする。
【０００９】
また、前記ロケット用エンジン燃焼試験装置において、前記パージ配管は、リング状に形成されるとともに、前記ロケット用エンジンの前記開口部側の延長方向に、不活性ガスの気体を円筒状に噴射するよう構成されていることが好ましい。
【００１０】
また、前記ロケット用エンジン燃焼試験装置において、前記パージ配管には不活性ガスを気体の状態で噴射するノズルが複数形成されており、前記パージ配管は、前記ノズルが前記ロケット用エンジンの前記開口部の端縁の高さ以上の高さとなるように配置されていることが好ましい。
【００１１】
また、前記ロケット用エンジン燃焼試験装置において、前記パージ配管は、前記ノズルから噴射する不活性ガスの噴射角内に前記ロケット用エンジンの前記開口部の端縁が位置するように配置されていることが好ましい。
【発明の効果】
【００１２】
本発明のロケット用エンジン燃焼試験装置によれば、移送管によって不活性ガスの液体を移送しつつ移送中に前記液体を気化させ、パージ配管から不活性ガスを気体の状態で噴射するようにしたので、液体を移送することで比較的小容量の不活性ガス液体を迅速に移送することができ、かつ、気体の状態で噴射することで比較的大容量の不活性ガスを瞬時に噴射することができる。これにより、不活性ガスの移送に伴う設備を簡素化でき、燃焼試験のコスト低減化を図ることができる。
また、比較的大容量の不活性ガスを瞬時に噴射できるため、例えば不活性ガスの気体を円筒状に噴射することにより、排出した未燃推進薬を燃焼させた際、火炎がエンジンを包み込む「後燃え」を確実に防止することができる。したがって、未燃推進薬のパージ時における後燃え対策をより確実にすることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明のロケット用エンジン燃焼試験装置の一実施形態の概略構成図である。
【図２】図１に示したロケット用エンジン燃焼試験装置に備えられる後燃防止機構を説明するための模式図である。
【図３】パージ配管とそのノズルの構成を説明するための要部拡大図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、本発明のロケット用エンジン燃焼試験装置を詳しく説明する。
図１は、本発明のロケット用エンジン燃焼試験装置の一実施形態の概略構成を示す図、図２は、図１に示したロケット用エンジン燃焼試験装置に備えられる後燃防止機構を説明するための模式図である。
【００１５】
図１中符号１はロケット用エンジン燃焼試験装置、２はこの燃焼試験装置１による燃焼試験に供されるロケット用エンジンである。ロケット用エンジン２は、燃焼室３とこれに接続するノズルエクステンション（図示せず）とを備えて構成される。ただし、本実施形態では、ロケット用エンジン２として、ノズルエクステンションが外れた状態、すなわち燃焼室３のみの状態で燃焼試験を行うようにしている。
【００１６】
燃焼室３は、インジェクション（図示せず）に接続するもので、インジェクションから供給される燃料と酸化剤とからなる推進薬を燃焼させるものである。この燃焼室３は、その下流側、すなわちインジェクションと反対となる側が円筒状に形成されており、その側面が、一旦縮径した後漸次拡径し、これによって燃焼ガスの膨張を可能にしている。
【００１７】
ロケット用エンジン燃焼試験装置１は、燃焼室３の下流側（下方）の開口が床面４から所定距離をおくように、ロケット用エンジン２（燃焼室３）を保持してロケット用エンジン２全体を吊り上げている。このロケット用エンジン燃焼試験装置１は、燃焼室３に対して推進薬を供給するように形成されている。推進薬の供給に際しては、このロケット用エンジン燃焼試験装置１は、例えば推進薬中の燃料と酸化剤との混合比を試験用に設定した適宜比に調整したり、推進薬の供給圧力、すなわち燃焼圧力を予め設定した圧力に調整できるようになっている。また、このロケット用エンジン燃焼試験装置１には、燃焼状態を観察したり、種々のデータが得られるように、各種の測定器が備えられている。
【００１８】
ロケット用エンジン２の燃焼ガス排気側、すなわち燃焼室３の開口部５の下方には、床面４上に複数の外部トーチ６が配置されている。これら外部トーチ６は、ロケット用エンジン２の燃焼試験中、さらには後述するカットオフ時の未燃推進薬のパージの際に、燃焼によって火炎を形成し続けるものである。これによってこれら外部トーチ６は、不測に、あるいはパージによってロケット用エンジン２から燃焼されずに排出された推進薬に引火し、燃焼させるようになっている。すなわち、未燃推進薬が消費されずにそのまま滞留し、不測に燃焼するのを防止するようになっている。
【００１９】
また、このようなロケット用エンジン燃焼試験装置１には、後燃防止機構１０が備えられている。後燃防止機構１０は、図２に示すように不活性ガスである窒素の液体を供給する液体供給源１１と、液体供給源１１に接続されて該液体供給源１１から供給される液体窒素を移送する移送管１２と、移送管１２に接続されたパージ配管１３と、を備えて構成されている。
【００２０】
液体供給源１１は、工場や研究所等に備えられるクライオエバポレータ（Cryo Evaporator ）ライン３０に設けられたもので、液体窒素（ＬＮ２）を貯留し、前記ライン中の配管３１を介して気化させた窒素（ＧＮ２）を所望箇所に供給するものである。すなわち、配管３１には蒸発器３２が設けられており、これを通ることで液体窒素（ＬＮ２）は気化し、窒素ガス（ＧＮ２）となって移送されるようになっている。
【００２１】
これに対し、後燃防止機構１０を構成する前記移送管１２は、本実施形態では蒸発器を備えることなく、液体窒素を移送しつつ、移送中にこの液体窒素を受熱等によって気化させるように構成されている。そして、移送管１２は、パージ配管１３に供する際には液体窒素のほぼ全量を気化するようになっている。すなわち、移送管１２は、その長さや内径等がパージ配管１３に供給する窒素の量に対応して設定されており、これによって移送中に液体窒素のほぼ全量を気化するようになっている。
【００２２】
この移送管１２には、前記クライオエバポレータライン３０内に複数の開閉弁３３が設けられ、さらに、クライオエバポレータライン３０の外に減圧弁１４が設けられている。これにより、移送管１２は減圧弁１４の上流側と下流側とで、高圧設備側と試験用設備側とに区分けされている。移送管１２には、減圧弁１４の下流側に圧力センサ１５と温度センサ１６とが設けられている。これによって移送管１２中を流れる窒素の圧力および温度は、運転中に連続して検知されるようになっている。
【００２３】
また、減圧弁１４の下流側には、フレキシブル管１７が設けられている。これにより、液体窒素から窒素ガスへの急激な変化や、パージ配管１３からの窒素ガスの噴射に伴って移送管１２内の圧力が急激に変化しても、フレキシブル管１７が伸縮することにより、この急激な変化が吸収されるようになっている。なお、例えば移送管１２の長さを充分に確保できず、移送中に受熱等によって液体窒素のほぼ全量を気化するのが困難な場合などでは、この移送管１２中の減圧弁１４より下流側にヒータや蒸発器を設け、液体窒素の気化を促進するようにしてもよい。
【００２４】
パージ配管１３は、本実施形態では図１に示すロケット用エンジン２の燃焼室３の開口部５を囲むリング状（円環状）に形成されている。このパージ配管１３には、図２に示すようにその周方向に沿って複数のノズル１８が設けられている。これらノズル１８は、図３に示すように下方でかつ斜め（内方）に向いて形成された孔によって形成されたもので、パージ配管１３の周方向に沿って等間隔で配置されている。例えば、パージ配管１３には、内径３ｍｍの孔（ノズル１８）が約１５°のピッチで２６個形成されている。
【００２５】
また、パージ配管１３は、図１に示すようにロケット用エンジン２の燃焼室３の開口部５を囲んで水平に配置されている。このパージ配管１３のノズル１８は、図３に示すようにその高さが、燃焼室３の開口部５の端縁５ａの高さ以上となるように配置されている。このような構成のもとに、ノズル１８から窒素（ＧＮ２）を下方かつ斜め（内方）に向けて噴射することにより、パージ配管１３は燃焼室３の開口部５側の延長方向（図３中二点鎖線で示す）に、窒素（ＧＮ２）を円筒状に噴射する。
【００２６】
また、ノズル１８が斜め（内方）に向く角度、すなわち鉛直線に対して傾ける傾斜角θとしては、図３中に矢印で示す範囲の窒素（ＧＮ２）の噴射角を９０°（両側に広がる角がそれぞれ４５°）とすると、この噴射角内、すなわち噴射範囲内に、燃焼室３の開口部５の端縁５ａが位置するように設定される。例えば、傾斜角θは１０°程度とされる。このように構成することにより、燃焼室３の開口部５の端縁５ａと窒素（ＧＮ２）の噴射範囲との間には、隙間が形成されないようになる。
【００２７】
次に、このような構成からなるロケット用エンジン燃焼試験装置１による試験方法について説明する。
まず、図１に示したように被試験体となるロケット用エンジン２の燃焼室３を、ロケット用エンジン燃焼試験装置１にセットし、床面４から所定距離（例えば５０ｃｍ〜１００ｃｍ）浮いた状態に吊り上げておく。その際、パージ配管１３を、そのノズル１８が図３に示したような配置となるように調整しておく。
そして、外部トーチ６から火炎を吹き出させた後、所定の燃焼試験を行う。
【００２８】
このようにして燃焼試験を終了し、あるいは中断したら、そのカットオフ時に、従来と同様にしてパージにより未燃推進薬を燃焼室３の開口部５から排出する。その際、未燃推進薬の排出と同時にあるいはこれに先立ち、後燃防止機構１０を作動させ、開閉弁３３を開いて液体供給源１１より移送管１２に液体窒素（ＬＮ２）を供給する。例えば、０．０４ｋｇ／ｓ〜０．０５ｋｇ／ｓ程度の流量で液体窒素（ＬＮ２）を移送管１２に供給する。
【００２９】
移送管１２に供給された液体窒素（ＬＮ２）は、移送管１２を流れる間に移送管１２を介して外気などから受熱する。そして、減圧弁１４を通過し、高圧に設定された高圧設備側から相対的に低圧に設定された試験用設備側に移送されることにより、徐々に気化を起こし、流れる窒素中のガス（ＧＮ２）の量を増やしていく。
【００３０】
そして、パージ配管１３に到達した際には、全量が気化して窒素ガス（ＧＮ２）となり、そのままノズル１８から噴射される。なお、パージ配管１３に移送された窒素は、その一部が液体であっても、ノズル１８から噴射した際には減圧されることで気化される可能性が高い。したがって、移送管１２は、その移送中に必ずしも液体窒素（ＬＮ２）の全量を気化することなく、僅かに液体を含んだ状態でパージ配管１３に移送するように構成されていてもよい。さらには、ノズル１８から噴射された窒素ガス（ＧＮ２）中に僅かに液体窒素（ＬＮ２）が含まれていてもよい。ノズル１８から噴射される窒素の一部が液体窒素（ＬＮ２）であっても、この液体窒素（ＬＮ２）は後述する未燃推進薬の燃焼によって形成される火炎によって瞬時に気化させられるため、この火炎を瞬時に消すようには作用しないからである。
【００３１】
このようにしてノズル１８から窒素ガス（ＧＮ２）が噴射されると、前述したようにノズル１８が燃焼室３の開口部５の端縁５ａの高さ以上の高さに配置されていることにより、窒素ガス（ＧＮ２）は燃焼室３の開口部５側の延長方向に円筒状に噴射される。また、このようにして噴射された窒素ガスと燃焼室３の開口部５の端縁５ａとの間には、隙間が形成されないようになっている。
【００３２】
なお、外部トーチ６はその燃焼力が強く、したがってノズル１８から噴射された窒素ガス（ＧＮ２）を受けても、窒素ガス（ＧＮ２）自体が外部トーチ６側に到達した際には広がって流速が低下しているため、火炎が吹き消されることはない。
【００３３】
このような状態のもとで、パージにより未燃推進薬を燃焼室３の開口部５から排出すると、図１に示すように窒素ガス（ＧＮ２）１９が、図１中二点鎖線で示す燃焼室３の開口部５側の延長方向２０に沿って円筒状に噴射されているので、排出された未燃推進薬はこの窒素ガス１９内に閉じ込められる。そして、外部トーチ６の火炎によって引火し、燃焼して火炎２１を形成する。
【００３４】
しかし、このようにして形成された火炎２１は、燃焼室３から排出される未燃推進薬が依然として窒素ガス１９内に閉じ込められていることにより、この火炎２１も窒素ガス１９内に閉じ込められた状態に維持される。
このようなパージによる未燃推進薬の排出は、例えば１分程度で終了するため、パージ配管１３からの窒素の噴射は１分以上、例えば２分程度行う。
【００３５】
なお、このようなパージによる未燃推進薬の排出時には、オペレーターは目視によって火炎２１の状況を観察し、完全に火炎２１が消えるのを確認した後、窒素の噴射を停止するように、後燃防止機構１０を制御する。
その際、本発明ではパージ配管１３から窒素ガス（ＧＮ２）を噴射するようにしているので、液体窒素（ＬＮ２）を噴射したときのように雰囲気中の水蒸気を冷却し凝縮させて白煙を生成することがない。したがって、窒素ガス１９内の火炎２１を目視によって良好に観察することができる。
【００３６】
このようなロケット用エンジン燃焼試験装置１によれば、移送管１２によって液体窒素（ＬＮ２）を移送しつつ移送中に液体窒素を気化させ、パージ配管１３から窒素ガス（ＧＮ２）を噴射するようにしたので、液体を移送することで比較的小容量の液体窒素を迅速に移送することができ、かつ、気体の状態で噴射することで比較的大容量の窒素ガス（ＧＮ２）を瞬時に噴射することができる。これにより、窒素の移送に伴う設備を簡素化でき、燃焼試験のコスト低減化を図ることができる。
【００３７】
また、比較的大容量の窒素ガス（ＧＮ２）を瞬時に噴射できるため、この窒素ガス（ＧＮ２）を円筒状に噴射することにより、排出した未燃推進薬の火炎２１がエンジンを包み込む「後燃え」を確実に防止することができる。したがって、未燃推進薬のパージ時における後燃え対策をより確実にすることができる。
【００３８】
また、パージ配管１３を、ノズル１８から噴射する窒素ガスの噴射角内に燃焼室３の開口部５の端縁５ａが位置するように配置しているので、燃焼室３の開口部５の端縁５ａと窒素（ＧＮ２）の噴射範囲、すなわち窒素ガス１９との間には、隙間が形成されないようになる。したがって、このような隙間から未燃推進薬の火炎２１が洩れ出てしまい、エンジンを包み込む「後燃え」が起こるのを確実に防止することができる。
【００３９】
なお、本発明は前記実施形態に限定されることなく、本発明の主旨を逸脱しない範囲で種々の変更が可能である。
例えば、前記実施形態では、液体供給源１１として工場や研究所等に備えられるクライオエバポレータ（Cryo Evaporator ）ライン３０に設けられたものを用いたが、液体窒素を貯留するタンクであれば、クライオエバポレータ３０に設けられたものでなく独立して設けられたものを用いてもよい。
【００４０】
また、前記実施形態では不活性ガスとして窒素を用いているが、これに代えてヘリウム（Ｈｅ）やアルゴン（Ａｒ）などの不活性ガスを用いてもよい。
また、本実施形態では、被試験体としてのロケット用エンジン２として、ノズルエクステンションを外した燃焼室３のみの状態としたが、燃焼試験の種類によっては、燃焼室３にノズルエクステンションを取り付けた状態のものを被試験体としてもよい。その場合には、ノズルエクステンションの開口部の周囲にパージ配管を配置するように、後燃防止機構を構成する。
【符号の説明】
【００４１】
１…ロケット用エンジン燃焼試験装置、２…ロケット用エンジン、３…燃焼室、５…開口部、５ａ…端縁、６…外部トーチ、１０…後燃防止機構、１１…液体供給源、１２…移送管、１３…パージ配管、１８…ノズル、１９…窒素ガス、２１…火炎
【図１】
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【図２】
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【図３】
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