(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットエンジンの燃焼室に接続されるノズルエクステンションであって、
前記燃焼室に接続するノズル入口側開口部に、その開口縁から外側に張り出すステップ部が設けられ、
前記ステップ部の外側端からノズル出口側にかけて、その内面が外側に膨らみつつ拡径してなり、
前記ステップ部は、その内面の外側に張り出す角度が、前記燃焼室における前記ノズルエクステンション側の内面の、前記ノズル入口側開口部の開口縁における法線方向を０度とし、この法線より前記燃焼室側をマイナス（−）側とし、前記ノズルエクステンション側をプラス（＋）側とすると、−４５度以上０度以下であることを特徴とするノズルエクステンション。
【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おけるノズルエクステンションに関する。
【背景技術】
【０００２】
液体ロケットは、推進剤の燃料と酸化剤とをそれぞれタンクから燃焼室へと送り込み、そこで燃焼させて発生した高温のガスを、ノズルエクステンション（ノズル）から噴射することで推力を得るロケットである。このような液体ロケットにおけるロケットエンジンは、燃焼室とノズルエクステンションとを備え、前記したように燃焼室で発生させた高温のガスを、ノズルエクステンションから噴射するようにしている（例えば、特許文献１、特許文献２、特許文献３参照）。
【０００３】
したがって、ノズルエクステンションは、燃焼室からの高温燃焼ガスを膨張させて推力を発生させるため、高熱負荷に対応可能となっている必要がある。そこで、従来では以下に示すような手法を採用することで、高熱負荷に対応している。
（１）Ｎｂ合金（ニオブ合金）やカーボン繊維等の特殊な材料で、ノズルエクステンションを形成する。
（２）多数の金属チューブによってノズルエクステンション全体を形成し、該金属チューブの内部に冷却ガスを流すチャネル構造としたり、ノズルエクステンションの内部に冷却ガスを流すダンプ冷却構造とする。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００８−０６４０９７号公報
【特許文献２】特開平０９−２５６９０８号公報
【特許文献３】特許第２６８５１１４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（１）に示した手法では、特殊な材料であることからそのコストが非常に高く、入手も困難であるといった課題がある。
また、前記（２）に示した手法では、一般的なＳＵＳ系の材料を用いて製造できるものの、構造が複雑になることから、製造コストが非常に高くなってしまうといった課題がある。
さらに、近年ではロケットエンジンのさらなる高性能化が求められ、これに伴ってロケットエンジンはより高負荷になる傾向にある。特に、熱的条件がより過酷になりつつあり、したがってこのような熱的条件に対応し、しかもコストの低減化を可能にしたノズルエクステンションが求められている。
【０００６】
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、熱的負荷に対応することができ、しかもコストの低減化を可能にした、ノズルエクステンションを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明のノズルエクステンションは、ロケットエンジンの燃焼室に接続されるノズルエクステンションであって、前記燃焼室に接続するノズル入口側開口部に、その開口縁から外側（ノズル断面の半径方向外側を指す。以下同様）に張り出すステップ部が設けられ、前記ステップ部の外側端からノズル出口側にかけて、その内面が外側に膨らみつつ拡径してなることを特徴としている。
【０００８】
このノズルエクステンションは、ステップ部の外側端すなわちノズル入口側から、ノズル出口側にかけて、その内面が外側に膨らみつつ拡径し、これによって燃焼室からの高温燃焼ガスを膨張させているので、ノズル出口側に行くにしたがって熱的負荷が小さくなり、逆にノズル入口側で最も熱的負荷が大きくなる。つまり、従来では燃焼室から流入する燃焼ガスは、膨張し始める最初で、したがって最も高温の状態で、ノズルエクステンションのノズル入口側における内面に接触していた。
【０００９】
しかし、このノズルエクステンションでは、燃焼室に接続するノズル入口側開口部に、その開口縁から外側に張り出すステップ部が設けられているので、燃焼室から流入する最も高温のガスは、ノズルエクステンションのノズル入口側に直接接触することなく、前記ステップ部から離れた位置でノズルエクステンションの内面に接触するようになる。すると、燃焼ガスは、その膨張がある程度進んでいることで、ノズルエクステンションの内面に接触した際にはその温度が低下しており、したがってノズルエクステンションは、燃焼ガスから受ける熱的負荷が軽減されるようになる。
【発明の効果】
【００１０】
本発明のノズルエクステンションによれば、特殊な材料や複雑な冷却構造を採用することなく、前記したように燃焼ガスから受ける熱的負荷が軽減されるように構成されているので、コストの低減化が可能になり、しかも熱的条件がより過酷になったロケットエンジンにも対応可能なものとなる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明に係るロケットエンジンの概略構成図である。
【図２】（ａ）は本発明に係る例となるノズルエクステンションの概略構成を示す一部切欠断面図、（ｂ）は従来のノズルエクステンションの概略構成を示す一部切欠断面図、（ｃ）はステップ部とその近傍を示す要部拡大図である。
【図３】（ａ）は本例に係るモデルのシミュレーション結果を示す図、（ｂ）は、従来のモデルのシミュレーション結果を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
以下、本発明のノズルエクステンションについて詳しく説明する。なお、以下の説明に用いる各図面では、各部材を認識可能な大きさとするため、各部材の縮尺を適宜変更している。
図１は、本発明に係るノズルエクステンションを備えたロケットエンジンの概略構成図である。図１において符号１はロケットエンジンであり、このロケットエンジン１は、燃焼室２とこれに接続するノズルエクステンション３とを備えて構成されている。
【００１３】
燃焼室２は、インジェクションＩに接続して配置されたもので、インジェクションＩから供給される燃料と酸化剤とを燃焼させるものである。この燃焼室２は、その下流側、すなわちインジェクションＩ側と反対の側が略円筒状に形成されており、その内面が、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。
【００１４】
ノズルエクステンション３は、本発明に係る例となるもので、燃焼室２の出口側開口縁にフランジを介したボルト接合で接続されたものであり、一般的なＳＵＳ系の材料によって製造された略円筒状のものである。このノズルエクステンション３は、燃焼室２から流入してきた高温・高圧の燃焼ガスを膨張させ、推力を発生させる機能を有するものである。図２（ａ）の一部切欠断面図に示すようにノズルエクステンション３は、燃焼室２に接続するノズル入口側開口部４を有し、その開口縁４ａが前記燃焼室２の出口側開口縁に接続されたもので、このノズル入口側開口部４には、その開口縁４ａから外側に張り出すステップ部５が形成されている。
【００１５】
このステップ部５は、前記開口縁４ａから、後述するような長さ及び角度で外側に張り出したものである。そして、このステップ部５の外側端５ａには、略円筒状のノズル本体部６が一体に形成されている。このノズル本体部６は、従来と同様にその入口側からノズル出口７側にかけて、その内面が外側に膨らみつつ拡径して形成されている。ここで、このノズル本体部６は、図２（ｂ）に示す従来のノズルエクステンション２０とほぼ同じ形状をしている（ただし、寸法は異なる）。
【００１６】
すなわち、従来のノズルエクステンション２０は、その内面が、できるだけ段差が無いように滑らかに拡径するよう形成されている。このように段差無く滑らかに形成されることにより、その内部を流れる燃焼ガスには乱れが生じないようになっており、燃焼ガスに生じる損失が最小限に抑えられるようになっている。
【００１７】
そして、本例におけるノズル本体部６も、図２（ａ）に示すように基本的に従来のノズルエクステンション２０と同様の形状に形成されており、その内面が段差無く滑らかに形成されることにより、燃焼ガスに生じる損失が最小限に抑えられるようになっている。すなわち、ノズル本体部６はその内側面が、配管等との接続部が形成されておらず、したがって開口部を有していない連続した面となっており、これによってその内部を流れる燃焼ガスの乱れが抑えられ、損失の増加が防止されている。
【００１８】
また、従来では図２（ｂ）に示したように、燃焼室２の下流側からノズルエクステンション２０にかけてほぼ段差無く連続して滑らかに拡径しているのに対し、本例のノズルエクステンション３は、図２（ａ）に示すようにステップ部５を形成していることで、燃焼室２との接続部（境界部）で急激に拡径している。したがって、燃焼ガスに生じる損失については増加し、その分、比推力についての性能低下は生じるものの、本例のノズルエクステンション３では、燃焼ガスから受ける熱的負荷については従来に比べ格段に軽減されている。
【００１９】
すなわち、従来では、図２（ｂ）中矢印Ｇで示すように燃焼室２から流入した燃焼ガスは、燃焼室２に対して段差無く連続して接続するノズルエクステンション２０の内面に接触しつつ、これに沿って出口側に流れる。ここで、ノズルエクステンション２０はその入口側から出口側にかけて、その内面が外側に膨らみつつ拡径し、これによって燃焼室２からの高温燃焼ガスを膨張させているので、燃焼ガスは出口側に行くにしたがってその温度が低下し、熱的負荷も小さくなる。逆に、燃焼ガスは入口側でその温度が最も高くなっているため、熱的負荷も最も大きくなっている。
つまり、従来では燃焼室２から流入した燃焼ガスが、膨張し始める最初で、したがって最も高温の状態で、ノズルエクステンション２０の入口側における内面に接触している。そのため、ノズルエクステンション２０が受ける熱的負荷は非常に大きくなっていた。
【００２０】
これに対して本例のノズルエクステンション３では、図２（ａ）に示すようにステップ部５を形成しているため、図２（ａ）中矢印Ｇで示すように燃焼室２から流入する燃焼ガスは、ノズル本体部６のノズル入口側に直接接触することなく、ステップ部５から離れた下流側の位置で、初めてノズルエクステンション３の内面に接触するようになる。
【００２１】
したがって、燃焼ガスは、ノズルエクステンション３の内面に接触した際にはその膨張がある程度進んでいるため、その温度は、ノズルエクステンション３内に流入した直後より低下していることになる。これにより、ノズルエクステンション３は、前記したように燃焼ガスから受ける熱的負荷が、従来に比べ格段に軽減されたものとなる。
【００２２】
このような、燃焼ガスによる熱的負荷を軽減するステップ部５について、シミュレーションによる解析を行った。この解析では、ノズルエクステンション３として、入口側開口の半径ｒが２０ｃｍ、ノズル出口の半径が８０ｃｍのものについて行った。
その結果、図２（ｃ）に示すようにノズル入口側開口部４の開口縁４ａから外側端５ａまでの長さＬが、図２（ａ）に示す入口側開口の半径ｒの１０％以上３０％以下であるのが好ましく、１０％以上１５％以下であるのがより好ましいことが分かった。すなわち、前記寸法のノズルエクステンション３においては、ステップ部５の長さＬは、２０ｍｍ以上６０ｍｍ以下であるのが好ましく、２０ｍｍ以上３０ｍｍ以下であるのがより好ましいことが分かった。
【００２３】
ここで、このようなステップ部５の好ましい長さＬを決定した基準は、燃焼ガスが流入することで生じるノズルエクステンション３での最大高温部が、所定温度以下であること、及び、ステップ部５を形成することで燃焼ガスに生じる損失が、より少ないこととした。なお、本例では所定温度として、ＳＵＳ等の一般的な耐熱金属が溶融することなく耐え得る７００℃を採用した。そして、このように所定温度以下であり、かつ損失が少なくしたがって比推力（＝推力／推薬流量）の低下が少ないステップ部５の長さＬが、前記したような範囲となった。
【００２４】
すなわち、ステップ部５の長さＬが入口側開口の半径ｒの１０％未満であると、ノズルエクステンション３での最大高温部が所定温度（本例では７００℃）を超えるおそれが僅かに生じ、３０％を超えると、比推力の低下が許容される値より大きくなってしまうおそれがあるからである。また、１５％を超えると、比推力の低下が許容される範囲にはあるものの、比推力の要求値が高い場合に、これを満足できないおそれがあるからである。
【００２５】
また、ステップ部５の内面の、外側に張り出す角度については、図２（ｃ）に示すように燃焼室２におけるノズルエクステンション３側の内面の、入口側開口の開口縁４ａにおける法線Ｐ方向を０度とすると、−４５度以上０度以下、望ましくは−４５度以上−３５度以下であるのが好ましいことが分かった。なお、前記法線Ｐは、前記開口縁４ａにおける燃焼室２の内面の接線に直交する線であり、この法線Ｐより燃焼室２側をマイナス（−）側とし、ノズル本体部６側をプラス（＋）側としている。
【００２６】
このようにステップ部５の内面の張り出し角度を−４５度以上０度以下とすると、前記したようにノズルエクステンション３での最大高温部が所定温度（本例では７００℃）以下になり、かつ、ステップ部５を形成することで燃焼ガスに生じる損失がより少なくなることが分かった。したがって、本例では、ステップ部５の長さＬを、入口側開口の半径ｒの１０％以上３０％以下、好ましくは１０％以上１５％以下とし、ステップ部５の内面の張り出し角度を−４５度以上０度以下とすることで、ノズルエクステンション３での最大高温部を所定温度（本例では７００℃）以下にし、かつ、ステップ部５を形成することで燃焼ガスに生じる損失をより少なくすることができる。
【００２７】
図３（ａ）は、本例に係るモデルの、ノズルエクステンション３での温度分布をシミュレーションした結果を示す図であり、図３（ｂ）は、従来のモデルの、ノズルエクステンション２０での温度分布をシミュレーションした結果を示す図である。図３（ｂ）に示すように従来のステップ部が無いモデルでは、燃焼室２から流入した燃焼ガスは膨張し始める最初の最高温状態でノズルエクステンション２０の入口内面に接触するため、ここでの温度は図３（ｂ）中Ｈで示すように高温な状態になる。
【００２８】
一方、図３（ａ）に示すように本例に係るステップ部５が有るモデルでは、図２（ａ）に示したように燃焼室２から流入する燃焼ガスはノズル本体部６のノズル入口側に直接接触することなく、ステップ部５から離れた下流側の位置で、初めてノズルエクステンション３の内面に接触するため、図３（ａ）中Ｌで示すようにノズル本体部６のノズル入口側に低温部を形成する。したがって、ステップ部５を設けることにより、該ステップ部５の近傍に低温部が形成されることが確認された。
【００２９】
なお、前記のシミュレーションによる解析結果については、そのモデルとしたノズルエクステンション３の寸法と同一のものに限定されることなく、異なる寸法のものについても、同じ結果が得られるものと推定される。
【００３０】
よって、本例のノズルエクステンション１によれば、特殊な材料や複雑な冷却構造を採用することなく、燃焼ガスから受ける熱的負荷が軽減され、かつ、燃焼ガスに生じる損失も少なくなって比推力の低下も抑えられるので、コストの低減化が可能になり、しかも熱的条件がより過酷になったロケットエンジンにも対応可能な優れたものとなる。
【００３１】
なお、本発明は前記例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。
【符号の説明】
【００３２】
１…ロケットエンジン、２…燃焼室、３…ノズルエクステンション、４…ノズル入口側開口部、４ａ…開口縁、５…ステップ部、５ａ…外側端、６…ノズル本体部、７…ノズル出口、Ｌ…ステップ部の長さ
【図１】
0005736827.tif 000002
【図２】
0005736827.tif 000003
【図３】
0005736827.tif 000004