(57)【要約】【課題】教育プログラムにおいて用いるのに適したエンジンおよびロケットを提供すること。【解決手段】本発明にかかるエンジンは、外周面を有する内壁部材と、該外周面との間に所定の距離を隔てて該内壁部材を包囲して、開放部を有する混合室を形成する外壁部材と、所定の沸点を有する液相状態の推進薬、および、該所定の沸点より高い温度状態にある加熱物質を前記混合室に噴射することにより、前記推進薬を前記加熱物質により蒸発させて、前記混合室の前記開放部から該混合室の外部へ移動する噴流を生成する噴射手段と、を備える。【選択図】　　　　　図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
外周面を有する内壁部材と、
該外周面との間に所定の距離を隔てて該内壁部材を包囲して、開放部を有する混合室を形成する外壁部材と、
所定の沸点を有する液相状態の推進薬、および、該所定の沸点より高い温度状態にある加熱物質を前記混合室に噴射することにより、前記推進薬を前記加熱物質により蒸発させて、前記混合室の前記開放部から該混合室の外部へ移動する噴流を生成する噴射手段と、
を具備することを特徴とするエンジン。
【請求項２】
前記内壁部材は略円柱状の形状を有し、
該内壁部材の底面には、該底面から離れる方向に向かうにつれて減少する外径を有するノズル部が設けられている、請求項１に記載のエンジン。
【請求項３】
前記推進薬および前記加熱物質は、窒素ガスにより駆動されて前記噴射手段に供給される請求項１または請求項２に記載のエンジン。
【請求項４】
前記推進薬は液体窒素である請求項１から請求項３のいずれかに記載のエンジン。
【請求項５】
前記推進薬は液体水素である請求項１から請求項３のいずれかに記載のエンジン。
【請求項６】
前記加熱物質は水である請求項１から請求項５のいずれかに記載のエンジン。
【請求項７】
前記噴射手段は、飽和圧力が高められた水を前記混合室に噴射する請求項６に記載のエンジン。
【請求項８】
前記加熱物質は、触媒により分解された無水ヒドラジンである請求項１から請求項５のいずれかに記載のエンジン。
【請求項９】
請求項１から請求項８のいずれかに記載のエンジンを備えたことを特徴とするロケット。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ロケットに関し、特に、大学等の教育プログラムにおいて用いられるロケットに関する。
【０００２】
【従来の技術】
現在、大学等の教育機関において、学生にロケットを学習または研究させるための教育プログラムが実施されている。このような教育プログラムにおいて用いられるロケットとしては、ペットボトルを利用した「水ロケット」や少量の火薬を用いた「モデル・ロケット」が主流を占めている。ところが、これらのロケットの多くは、玩具の域を出ないものであり、大学での研究に適したレベルのものではない。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
よって、現在、教育プログラムにおいて用いるのに適したロケットが必要とされている。教育プログラムに適したロケットを発明することは、ロケットが次に示す条件をすべて満たす必要があるので、容易ではない。
【０００４】
すなわち、まず第１に、ロケットが十分に安全性を確保できるものである必要がある。ロケットが飛翔をすることを目的とする限り、危険性を完全になくすることは不可能であるが、生じうる危険性を大学の研究室で日常遭遇しているリスクレベルの範囲内とすべきである。具体的には、ロケットは、通常レベルの高圧・高温・極低温状態のメカニズムを採用することはできるが、有毒なものを排出することや燃焼反応を伴うメカニズムを採用することはできない。
【０００５】
第２に、ロケットが環境に対してほとんど悪影響を与えないものである必要がある。例えば、固体ロケットのように塩素系ガスなどを放出することは、安全性の観点からも慎まなくてはならない。
【０００６】
第３に、ロケットが極めて安価である必要がある。ロケットは、教育プログラムで用いられる関係上、大学の研究室に割り当てられる費用で賄うことができる程度に安価なものでなければならない。この観点から、複雑なメカニズムや高価な推進薬・材料を採用することはできない。
【０００７】
第４に、ロケットが大学レベルの研究に値するものである必要がある。安全かつ安価であっても玩具の域を出ないレベルのロケットは、教育プログラムにおいて用いることに適していない。教育プログラムにおいて用いられるロケットは、例えば、既存の宇宙機関が手掛けていない技術や既存のエンジンの機能を採用したものでなければならない。
【０００８】
第５に、ロケットが実用ロケットへの発展性を有する必要がある。ロケットが無重力実験や小型衛星打ち上げ用ロケットに採用される可能性を有していれば、教育プログラムを活性化させることができる。
【０００９】
本発明は、かかる点に鑑みてなされたものであり、教育プログラムにおいて用いるのに適したエンジンおよびロケットを提供することを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
まず最初に、本発明者は、ロケットの推力を得るために必要な推進薬として、上記条件を考慮した結果、次に示す理由により、窒素（Ｎ２）および水（Ｈ２Ｏ）を用いることに着目した。すなわち、まず、固体状態の物質は、燃焼反応を起こさない限り推進薬として不適当であるので、除外される。次に、従来から研究対象になってきた２液式液体推進薬は、必然的に燃焼過程を伴うので、安全性および環境への配慮により除外される。これにより、不活性ガス、窒素および水が残される。ここで、不活性ガスは、いずれも希少かつ高価であるので、除外される。この結果、推進薬の候補として、窒素および水が残される。窒素は、ガス状態のみでなく極低温状態でも日常頻繁に使用されており、環境にほとんど悪影響を与えず、安価である。水は最も安全な物質であり、そのコストはゼロに近い。
【００１１】
次に、水または窒素のいずれかを推進薬として用いるという条件のもと、本発明者は、ロケットを飛翔させるのに必要な推力を得るために、次に示す理由により、液体窒素（ＬＮ２）を加熱しガス状態にしたものを噴射することに着目した。
【００１２】
すなわち、まず、ペットボトルを利用した水ロケットに見られるように、推力を得るための最も簡単な方法は、水を液相状態のまま放出することである。ところが、この方法により得られる比推力は、実際のロケットに利用するには不十分な程度の極めて低いものである。例えば、ペットボトル内のタンク圧力が４ａｔｍ（０．４ＭＰａ）の場合には、ノズルからの噴射速度は約２０ｍ／ｓ（比推力：約２秒）となるので、タンク圧力を５０ａｔｍ（５ＭＰａ）にしても、比推力は約７秒台という極めて低い値となる。したがって、噴射速度を増加させるためには、推進薬を少なくともガス状態とすることが必要である。
【００１３】
次に、推進薬は、噴射時には気相状態となるが、タンク内では液相状態で蓄積される必要がある。これは、推進薬（ここでは水または窒素）の気相状態における体積は、液相状態における体積に比べて大きいゆえに、気相状態における推進薬を貯蔵するタンクの容量が巨大になってしまうからである。水については、常温では液相状態にあるので貯蔵に問題はないが、窒素については、常温では気相状態にあるので、極低温状態でタンクに充填する必要がある。
【００１４】
さらに、推進薬を液相状態から気相状態に変換し、比推力を向上させるべくガスの高温化を図るためには、推進薬を加熱するためのエネルギー源を別途準備する必要がある。ここで、液体窒素（ＬＮ２）の蒸発潜熱および比熱が、それぞれ水（Ｈ２Ｏ）の１／１１倍および１／４倍であることから明らかであるように、少なくとも沸点以上の温度に加熱しなければならないとすれば、Ｈ２ＯよりもＬＮ２の方が優れた推進薬であるということができる。具体的には、例えば、リフトオフ時の状態からガス温度を３７３Ｋ（１００℃）まで加熱する場合に必要なエネルギーは、Ｎ２については５１０［ｋＪ／ｋｇ］であるが、Ｈ２Ｏについては２，５６０［ｋＪ／ｋｇ］（Ｎ２の約５倍のエネルギー）である。
【００１５】
以上のような理由により、本発明者は、推進薬として窒素を用いることに着目し、タンク内に極低温状態で貯蔵した液相状態の窒素を、加熱して気相状態に変換して噴射することにより、ロケットを飛翔させるのに必要な推力を得ることを見出した。
【００１６】
最後に、本発明者は、ＬＮ２を加熱する方法として、次に示す理由により、熱容量が大きいＨ２Ｏをヒータにより高温高圧の液相状態に予め加熱しておき、ＬＮ２とこの加熱したＨ２Ｏとを混合室に噴射して両者を混合して、Ｈ２Ｏの熱容量によりＬＮ２を蒸発させるメカニズムを発明するに至った。
【００１７】
すなわち、まず、ＬＮ２を加熱するための最も簡単な方法として、例えばＨ−ＩＩ　Ａ　ロケットの固体ブースタにも使用されている熱電池をヒータ電源として用いる方法が考えられるが、この方法を採用した場合には、ＬＮ２（蒸発潜熱１９９［ｋＪ／ｋｇ］）を単に蒸発させるだけでも、１．８［ｋｇ（電池）／ｋｇ（ＬＮ２）］の熱電池、すなわち、推進薬量の約２倍の熱電池が必要となる。加えて、このような電池方式を採用した場合には、ロケットは、特殊な機構を用いない限り、使用済みとなった電池を最後までペイロードのように持っていかなければならない。よって、電池を用いることは除外される。
【００１８】
また、化学反応を伴う加熱方法（例えば、固体ロケットによる加熱）によりＬＮ２を加熱することも、安全性の点から除外される。
【００１９】
そこで、本発明者は、熱容量が大きいことから推進薬としてＨ２Ｏを用いることを除外したものの、この特性を活かしてＨ２Ｏを加熱源として使用することに着目した。Ｈ２Ｏを加熱源として用いる場合には、Ｈ２Ｏの熱容量を増加させて、ＬＮ２を加熱するのに必要なＨ２Ｏの質量を減少させることが望ましい。
【００２０】
Ｈ２Ｏの熱容量を増加させるための１つの方法として、Ｈ２Ｏの蒸発潜熱が極めて大きいことを利用して、Ｈ２Ｏを気相状態にして用いる方法が考えられる。ところが、気相状態のＨ２Ｏの体積は大きいため、このＨ２Ｏを貯蔵するタンクの容量が巨大になってしまう。気相状態のＨ２Ｏの体積を減少させるには、Ｈ２Ｏを極めて高温かつ高圧な状態にする必要がある。よって、Ｈ２Ｏを貯蔵するタンクの重量および安全性の点から、Ｈ２Ｏを気相状態にして用いる方法は除外されるので、Ｈ２Ｏを液相状態で貯蔵することが妥当である。
【００２１】
Ｈ２Ｏの熱容量を増加させるための別の方法として、Ｈ２Ｏの飽和圧力を高めることによりＨ２Ｏの沸点を上げる方法が考えられる。Ｈ２Ｏの沸点は、例えば、大気圧下では３７３Ｋ（１００℃）であるが、約１．５ＭＰａでは４７３Ｋ（２００℃）となる。すなわち、Ｈ２Ｏを通常のガス圧送方式のロケットタンク圧力にすることにより、Ｈ２Ｏの沸点を約１００Ｋ上げることができる。加えて、ＬＮ２と混合させた後にＨ２Ｏの温度を２７３Ｋ（０℃）以下に下げた場合には、Ｈ２Ｏの凝固潜熱３３４［ｋＪ／ｋｇ］をも活用することができる。なお、４７３Ｋ／１．５ＭＰａレベルの高温・高圧状態は、大学の研究室の許容範囲内にあると仮定している。
【００２２】
次に、Ｈ２ＯとＬＮ２との熱交換方法としては、「熱交換器による方法」と「両者を混合室に噴射して混合する方法」とが考えられるが、後者の方法によれば、熱平衡に近い状態まで、または、水の凝固点以下まで、水の熱量を利用することが可能であるので、この後者の方法を採用する。
【００２３】
加えて、本方式によれば、自己着火性推進薬の液体ロケットと同様に、着火装置が不要となるので、本方式は、安全性および信頼性の点でも優れたものとなる。なお、本方式によれば、熱源として使用済みとなったＨ２Ｏは、ＬＮ２がガス化したものと混合した状態でロケット外部に排出されるので、本方式は、通常の２液式の液体ロケットの機構に似たシステムとなる。
【００２４】
本発明にかかるエンジンの１つの特徴は、外周面を有する内壁部材と、　該外周面との間に所定の距離を隔てて該内壁部材を包囲して、開放部を有する混合室を形成する外壁部材と、所定の沸点を有する液相状態の推進薬、および、該所定の沸点より高い温度状態にある加熱物質を前記混合室に噴射することにより、前記推進薬を前記加熱物質により蒸発させて、前記混合室の前記開放部から該混合室の外部へ移動する噴流を生成する噴射手段と、を具備することである。
【００２５】
本発明にかかるエンジンの１つの実施の形態では、前記内壁部材は略円柱状の形状を有し、該内壁部材の底面には、該底面から離れる方向に向かうにつれて減少する外径を有するノズル部が設けられている。
【００２６】
本発明にかかるエンジンの別の実施の形態では、前記推進薬および前記加熱物質は、窒素ガスにより駆動されて前記噴射手段に供給される。
【００２７】
本発明にかかるエンジンのさらに別の実施の形態では、前記推進薬は液体窒素である。
【００２８】
本発明にかかるエンジンのさらに別の実施の形態では、前記推進薬は液体水素である。
【００２９】
本発明にかかるエンジンのさらに別の実施の形態では、前記加熱物質は水である。
【００３０】
本発明にかかるエンジンのさらに別の実施の形態では、前記噴射手段が、飽和圧力が高められた水を前記混合室に噴射する。
【００３１】
本発明にかかるエンジンのさらに別の実施の形態では、前記加熱物質は、触媒により分解された無水ヒドラジンである。
【００３２】
本発明にかかるロケットの１つの特徴は、上記いずれかのエンジンを備えたことである。
【００３３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について、図面を参照して詳細に説明する。なお、以下の説明では、液体窒素、窒素ガスおよび水をそれぞれ「ＬＮ２」「ＧＮ２」および「Ｈ２Ｏ」と記載する。
【００３４】
【実施の形態】
図１は、本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンを搭載したロケットの概略構成の一例を示す模式図である。図１に示すように、本実施の形態にかかるロケット１００は、全体として例えば略円筒形の形状を有しており、所定の機器等を搭載するペイロード部１０１と、上述した推進薬や駆動ガス等を貯蔵するタンク部１０２と、推進薬を用いて推力を発生させるプラグノズル部１０３と、を含む。
【００３５】
タンク部１０２は、主に、推進薬であるＬＮ２を貯蔵すべく該タンク１０２の下部に設けられたＬＮ２タンク１０２Ａと、ＬＮ２の加熱源であるＨ２Ｏを貯蔵すべく該タンク１０２の中央部に設けられたＨ２Ｏタンク１０２Ｂと、ＬＮ２タンク１０２Ａに貯蔵されたＬＮ２およびＨ２Ｏタンク１０２Ｂに貯蔵されたＨ２Ｏをプラグノズル部１０３に押出すための駆動ガスであるＧＮ２を貯蔵すべく該タンク１０２の上部に設けられた気蓄器１０２Ｃと、Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂに貯蔵されたＨ２Ｏを高温となるように加熱するためのヒータ１０２Ｄと、を有する。
【００３６】
プラグノズル部１０３は、ＬＮ２タンク１０２Ａに貯蔵されたＬＮ２およびＨ２Ｏタンク１０２Ｂに貯蔵されたＨ２Ｏを用いて推力を発生させる。
【００３７】
なお、ＬＮ２、Ｈ２ＯまたはＧＮ２を導くための管、これらの管におけるＬＮ２、Ｈ２ＯおよびＧＮ２の流れを制御するための弁は、この図１では説明の簡略化のために省略されている。これらの詳細については後述する。
【００３８】
次に、本実施の形態にかかる２液式エンジンの具体的な構成について、図２を参照して説明する。図２は、本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンの構成の一例を示す模式図である。なお、図２における図１と同様の構成要素には、図１におけるものと同一の符号が付されている。
【００３９】
気蓄器１０２ＣとＬＮ２タンク１０２Ａとの間には、気蓄器１０２Ｃに貯蔵されたＧＮ２をＬＮ２タンク１０２Ａ（Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂ）に導くための管２０１と、この管２０１に連通する管２０２と、が設けられている。管２０１には、気蓄器１０２Ｃに貯蔵された高圧のＧＮ２を減圧するための調圧弁２０１Ａと、調圧弁２０１Ａにより減圧されたＧＮ２の流れを遮断または許容するための遮断弁２０１Ｂと、が設けられている。
【００４０】
ＬＮ２タンク１０２Ａの上部には、該タンク１０２Ａの内部に連通する管２０２Ａが設けられている。この管２０２Ａには、ＬＮ２タンク１０２Ａの圧力が許容圧力を超えた際に該タンク１０２Ａの圧力を逃がすための安全弁２０２Ｂが設けられている。
【００４１】
ＬＮ２タンク１０２Ａの下部には、該タンク１０２Ａの内部に連通する管２０２Ｃが設けられている。この管２０２Ｃは、管２０２Ｄと管２０２Ｆとに分岐している。管２０２Ｄには、ＬＮ２タンク１０２ＡにＬＮ２を注入、または、ＬＮ２タンク１０２ＡからＬＮ２を排出するための注排弁２０２Ｅが設けられている。
【００４２】
管２０２Ｆは、ＬＮ２タンク１０２Ａに貯蔵されたＬＮ２をプラグノズル部１０３に導くべく該プラグノズル部１０３に取り付けられている。この管２０２Ｆには、ＬＮ２の流量を制御するためのオリフィス２０２Ｇと、ＬＮ２の流れを遮断または許容するための推進薬弁２０２Ｈと、が設けられている。
【００４３】
一方、気蓄器１０２ＣとＨ２Ｏタンク１０２Ｂとの間には、気蓄器１０２Ｃに貯蔵されたＧＮ２をＨ２Ｏタンク１０２Ｂ（およびＬＮ２タンク１０２Ａ）に導くための管２０１と、この管２０１に連通する管２０３と、が設けられている。
【００４４】
Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂの上部には、該タンク１０２Ｂの内部に連通する管２０３Ａが設けられている。この管２０３Ａには、Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂの圧力が許容圧力を超えた際に該タンク１０２Ｂの圧力を逃がすための安全弁２０３Ｂが設けられている。
【００４５】
Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂの下部には、該タンク１０２Ｂの内部に連通する管２０３Ｃが設けられている。この管２０３Ｃは、管２０３Ｄと管２０３Ｆとに分岐している。管２０３Ｄには、Ｈ２Ｏタンク１０２ＢにＨ２Ｏを注入、または、Ｈ２Ｏタンク１０２ＢからＨ２Ｏを排出するための注排弁２０３Ｅが設けられている。
【００４６】
管２０２Ｆは、Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂに貯蔵されたＨ２Ｏをプラグノズル部１０３に導くべく該プラグノズル部１０３に取り付けられている。この管２０３Ｆには、Ｈ２Ｏの流量を制御するためのオリフィス２０３Ｇと、Ｈ２Ｏの流れを遮断または許容するための推進薬弁２０３Ｈと、が設けられている。
【００４７】
プラグノズル部１０３は、管２０２Ｆにより導かれたＬＮ２および管２０３Ｆにより導かれたＨ２Ｏを噴射するための噴射器１０３Ａと、該噴射器１０３ＡによりＬＮ２およびＨ２Ｏが噴射される空間である混合室１０３Ｅの内壁を形成する内壁部１０３Ｂと、この混合室１０３Ｅの外壁を形成する外壁部１０３Ｄと、混合室１０３Ｅに設けられた開放部すなわちスロート部１０３Ｆから排出されるガスの流速を高速化するためのノズル部１０３Ｃと、を主に有する。
【００４８】
具体的には、噴射器１０３Ａは、例えば略円筒状の形状を有する。内壁部１０３Ｂは、略円柱状の形状を有する。この内壁部１０３Ｂは、噴射器１０３Ａの外径より小さな外径を有しており、噴射器１０３Ａと同軸となるように該噴射器１０３Ａの底面に設けられている。
【００４９】
ノズル部１０３Ｃは、内壁部１０３Ｂと同軸となるように該内壁部１０３Ｂの底面に設けられ、下方に向かうにつれて外径が減少する形状を有する。このように外径が減少しているのは、スロート部１０３Ｆから排出されるガスの流速をマッハ１以上にするためである。
【００５０】
外壁部１０３Ｄは、噴射器１０３Ａと同軸となるように該噴射器１０３Ａに設けられ、内壁部１０３Ｂとともに混合室１０３Ｅを形成する。この外壁部１０３Ｄの外径は、例えば、噴射器１０３Ａに取り付けられた部分から下方に所定距離だけ進んだ部分については略一定となっており、さらにスロート部１０３Ｆに向かう部分については減少しており、この後の部分については増加している。なお、図２に示した外壁部１０３Ｄの形状は単なる一例であり、この外壁部１０３Ｄの形状を変更することも可能である。具体的には、混合室１０３Ｅの圧力を同一にするならば、スロート部１０３Ｆの面積が大きいほど得られる推力が大きくなることから、外壁部１０３Ｄについては、スロート部１０３Ｆの面積を大きくするような形状とすることが好ましい。
【００５１】
このプラグノズル部１０３における噴射器１０３Ａの詳細について、図２に加えて図３を参照して説明する。図３は、本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンのプラグノズル部の一部を拡大して示す断面図である。なお、図３における図２と同様の構成要素には、図２におけるものと同一の符号が付されている。
【００５２】
図３に示すように、円筒形状を有する噴射器１０３Ａのうち、内壁部１０３Ｂと対向しない部分には、ＬＮ２およびＨ２Ｏを収容する収容部３０１と、該収容部３０１の底面に位置する噴射部３０２と、が設けられている。
【００５３】
収容部３０１は、ＬＮ２を収容するための所定の容積を有するＬＮ２収容室と、Ｈ２Ｏを収容するための所定の容積を有するＨ２Ｏ収容室と、を複数含む。本実施の形態では、外壁部１０３Ｄから内壁部１０３Ｂに向う方向に、ＬＮ２収容室３０１−１、Ｈ２Ｏ収容室３０１−２、ＬＮ２収容室３０１−３、Ｈ２Ｏ収容室３０１−４、ＬＮ２収容室３０１−５が順次設けられている。ＬＮ２収容室およびＨ２Ｏ収容室のそれぞれの数および設置場所については特に限定はない。
【００５４】
噴射部３０２は、収容部３０１に収容されたＬＮ２およびＨ２Ｏを、混合室１０３Ｅに噴射する。具体的には、噴射部３０２には、各ＬＮ２収容室（各Ｈ２Ｏ収容室）に対向する部分に、該ＬＮ２収容室（該Ｈ２Ｏ収容室）と混合室１０３Ｅとに連通する噴射穴が２つ形成されている。この噴射穴によって、ＬＮ２収容室（Ｈ２Ｏ収容室）に収容されたＬＮ２（Ｈ２Ｏ）は、混合室１０３に噴射される。さらには、ＬＮ２収容室ごとに設けられた２つの噴射穴は、各噴射穴を通過して噴射したＬＮ２が混合室１０３Ｅにおいて互いに衝突して微細化されるように、傾斜が付けられている。本実施の形態では、噴射部３０２が、ＬＮ２同士またはＨ２Ｏ同士を衝突させてＬＮ２またはＨ２Ｏを微細化する場合について説明しているが、噴射部３０２は、ＬＮ２とＨ２Ｏとを衝突させてこれらを微細化することも可能である。
【００５５】
なお、図３に一例として示された収容部３０１および噴射部３０２の様子は、略円筒形状を有する噴射器１０３Ａの一断面におけるものにすぎないことに注意されたい。
【００５６】
上記構成を有する本実施の形態にかかる２液式エンジンは、通常のロケットエンジンと比較すると、燃焼過程がないことにより大きな比推力を得られないが、スロート部の面積を大きくすることにより大きな推力を容易に達成することができるので、ブースタエンジンとしての利用に向いている。本実施の形態にかかる２液式エンジンを備えたロケットは、打ち上げ時の爆発事故の発生を防止することができるので、大型ブースタロケットとして将来発展する可能性を有する。
【００５７】
次に、上記構成を有する２液式エンジンを搭載したロケットの打ち上げ動作について説明する。ここでは、一例として、プラグノズル部１０３Ｃにおける混合室１０３Ｅの圧力は、１ＭＰａであるものとする。
【００５８】
まず、打ち上げ前になされる手順について説明する。図２を参照するに、初期状態では、遮断弁２０１Ｂ、安全弁２０３Ｂ、推進薬弁２０２Ｈおよび推進薬弁２０３Ｈは、閉じており、安全弁２０２Ｂは開けられている。気蓄器１０２Ｃには、高圧（一例として２０ＭＰａレベル）の駆動ガスすなわちＧＮ２が貯蔵される。ここでは、安価であるという理由からＧＮ２を駆動ガスとして用いるが、ＧＮ２に代えてヘリウムガス等の駆動ガスを用いることも可能である。Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂは、ヒータによって加熱されている。これにより、このタンクに貯蔵されているＨ２Ｏの温度および圧力（飽和圧力）は、それぞれ４７３Ｋおよび１．５ＭＰａに設定される。この結果、Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂに貯蔵されているＨ２Ｏの熱容量が増加するので、ＬＮ２を加熱するのに必要なＨ２Ｏの質量を減少させることができる。Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂの圧力が所定の許容圧力を超えた場合には、安全弁２０３Ｂが開けられる。
【００５９】
ＬＮ２タンク１０２Ａに貯蔵されているＬＮ２の温度および圧力は、それぞれ７７．４Ｋおよび０．１ＭＰａ（１ａｔｍ）すなわち常圧に設定される。ＬＮ２の沸点は、０．１ＭＰａ状態下で７７．４Ｋであるので、ＬＮ２タンク１０２Ａに貯蔵されているＬＮ２は沸騰することになる。ここで、安全弁２０２Ｂは開けられているので、沸騰した窒素ガスは、管２０２Ａを介してＬＮ２タンク１０２Ａの外に逃がされる。これにより、液体窒素が気化熱を奪うため、ＬＮ２タンク１０２Ａへの外部からの入熱をキャンセルすることができる。このようにＬＮ２の蒸発が継続的になされることに起因して、ＬＮ２タンク１０２Ａ内のＬＮ２の量は減少していくので、注排弁２０２Ｅを介してＬＮ２タンク１０２ＡにＬＮ２が補充される。
【００６０】
打ち上げを行う際には、まず、安全弁２０２Ｂおよび（開けられていれば）安全弁２０３Ｂが閉じられる。安全弁２０２Ｂが閉じられると、ＬＮ２タンク１０２Ａの圧力は、ＬＮ２が沸騰することにより、当初の０．１ＭＰａよりも大きなっていく。
【００６１】
ＬＮ２タンク１０２Ａの圧力が１．５ＭＰａに達すると、遮断弁２０１Ｂが開けられる。これにより、気蓄器１０２Ｃに貯蔵されていた高圧のＧＮ２は、調圧弁２０１Ａにより１．５ＭＰａに減圧された後、遮断弁２０１Ｂを通過する。遮断弁２０１Ｂを通過したＧＮ２は、管２０１に導かれて管２０２および管２０３に送られる。なお、打ち上げ時におけるＬＮ２タンク１０２ＡおよびＨ２Ｏタンク１０２Ｂの圧力をともに１．５ＭＰａに設定することにより、必要となる調圧弁の数を１つ（本実施の形態では「調圧弁２０１Ａ」）とすることができる。
【００６２】
管２０２に送られたＧＮ２は、ＬＮ２タンク１０２Ａの内部に送り込まれ、該ＬＮ２タンク１０２Ａに貯蔵されているＬＮ２を管２０２Ｃに向かう方向に押出す。ＧＮ２により押出されたＬＮ２は、管２０２Ｃおよび管２０２Ｆを通過した後にオリフィス２０２Ｇによりその流量が制御されて推進薬弁２０２Ｈに到達する。なお、ＬＮ２タンク１０２Ａの内部に送り込まれたＧＮ２の比重は、該タンク内に貯蔵されているＬＮ２の比重より小さいので、該タンク内では、ＧＮ２がＬＮ２の上に位置して両者は分離する。よって、両者が混合する事態はほとんど起こらない。
【００６３】
管２０３に送られたＧＮ２は、Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂの内部に送り込まれ、該Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂに貯蔵されているＨ２Ｏを管２０３Ｃに向かう方向に押出す。ＧＮ２により押出されたＨ２Ｏは、管２０３Ｃおよび管２０３Ｆを通過した後にオリフィス２０３Ｇによりその流量が制御されて推進薬弁２０３Ｈに到達する。このオリフィス２０３Ｇは、上述したオリフィス２０２Ｇとともに、プラグノズル部１０３に送られるＬＮ２とＨ２Ｏとの混合割合を調整する役目を果たす。なお、Ｈ２Ｏタンク１０２Ｂの内部に送り込まれたＧＮ２の比重は、該タンク内に貯蔵されているＨ２Ｏの比重より小さいので、該タンク内では、ＧＮ２がＨ２Ｏの上に位置して両者は分離する。よって、両者が混合する事態はほとんど起こらない。
【００６４】
推進薬弁２０２ＨにＬＮ２が到達し、かつ、推進薬弁２０３ＨにＨ２Ｏが到達した後、これらの推進薬弁が開けられる。これにより、ＬＮ２およびＨ２Ｏは、プラグノズル部１０３の噴射器１０３Ａに送られる。
【００６５】
具体的には、図３を参照するに、ＬＮ２は、収容部３０１内のＬＮ２収容室に収容され、Ｈ２Ｏは、収容部３０１内のＨ２Ｏ収容室に収容される。例えば、図３では、ＬＮ２は、ＬＮ２収容室３０１−１、３０１−３および３０１−５に収容され、Ｈ２Ｏは、Ｈ２Ｏ収容室３０１−２および３０１−４に収容される。
【００６６】
収容部３０１内のＬＮ２収容室（Ｈ２Ｏ収容室）に収容されたＬＮ２（Ｈ２Ｏ）は、噴射部３０２において該ＬＮ２収容室（該Ｈ２Ｏ収容室）に対向して設けられた２つの噴射穴を通過して、混合室１０３Ｅ内に噴射される。噴射された際には、２つの噴射穴を通過した各ＬＮ２（各Ｈ２Ｏ）は、上述したように、互いに衝突して微細化される。微細化されたＬＮ２とＨ２Ｏとが混合することにより、ＬＮ２は、Ｈ２Ｏの熱容量により蒸発する。これにより、矢印Ｘに示すような噴流が発生する。
【００６７】
この結果、図１を参照するに、本実施の形態にかかる２液式エンジンを搭載したロケットは、矢印Ｘに示す噴流の発生により推力が得られるので、飛翔することができる。
【００６８】
以上のように、本実施の形態では、通常のエンジンに用いられるような燃焼室とノズルとの組み合わせではなく、混合室とノズルとの組み合わせを用いている。このような通常のエンジンを用いた場合には、燃焼室内部の燃焼ガスの温度が約２，５００度〜３，０００度近くにまで達するので、このような温度により燃焼室および燃焼室に接するノズルが溶融しないようにするために、燃焼室およびノズルを冷却する必要がある（これは一般に「冷却問題」といわれる）。ところが、本実施の形態によれば、推進薬の燃焼過程もなく、混合室で加熱された窒素ガスの温度も常温に近いので、冷却問題を考慮する必要がない。さらには、上記通常のエンジンを用いた場合には、冷却問題等の要因によって、ガス剥離を避けかつノズル効率を高める方式であるプラグノズルやＤｕａｌ−Ｂｅｌｌノズルなどを採用することができないが、本実施の形態によれば、上述したように冷却問題を避けることができるので、これらを容易に採用することができる。また、本実施の形態では、ノズル内のガス剥離を解決することができるので、従来の燃焼室圧力に相当する混合室圧力を高くする必要がなくなる。なお、勿論、エンジン自体の容量を小さくするために、混合室圧力を高くすることは可能である。
【００６９】
次に、上述した本実施の形態にかかる２液式エンジンにより得られる比推力について考察する。まず、比推力を考察する前に仮定条件について説明する。
【００７０】
噴射および混合過程を伴う本実施の形態にかかる２液式エンジンでは、ノズルから放出されるガス（ＧＮ２）の中に、微細な粒子（Ｈ２Ｏの液滴または氷滴）が含まれる。プラグノズル部１０３内の膨張過程では、粒子はガスにより加速され、粒子からガスへ熱が放出される。
【００７１】
一般的に、粒子の径が極めて小さいのであるならば、プラグノズル部１０３内では、粒子の速度とガスの速度とは略同一となり、粒子およびガスは熱平衡状態になると予想される。このとき、ガスは、粒子を加速させるために運動エネルギーを放出し、粒子から熱エネルギーを得ることになる。粒子の径がより大きくなると、粒子の質量は径の３乗に比例するが、粒子のガスに対する抵抗力（Ｄｒａｇ　Ｆｏｒｃｅ）が径の２乗に比例するので、粒子は、ガスと同速度で運動できなくなるとともにガスへの熱放出を容易に行うこともできなくなる。よって、粒子は、より高い温度でプラグノズル部１０３の外部に放出される。
【００７２】
プラグノズル部１０３内の二相流に論理的にアプローチするために、次の４つの事項を仮定する。（１）ガスおよび粒子の比熱は、ノズル流を通して一定である。ＧＮ２およびＨ２Ｏは安定であるので、この仮定は妥当である。（２）粒子の径は十分に小さく、ガスの速度と粒子の速度とは同一であり、両者は熱平衡状態にある。通常の液体エンジンと同様に、本実施の形態でも、混合室に設けられる噴射器（噴射器１０３Ａ）が、ＬＮ２の噴流およびＨ２Ｏの噴流を衝突・微細化・混合させることにより、この仮定条件に近い状態を作り出すことは可能である。（３）粒子全体の占める容積は、ガスの容積に比較して無視できるほど小さいので、粒子を加速するために必要なエネルギーを無視することができる。仮に、粒子含有率β（ｐａｒｔｉｃｌｅ　ｆｒａｃｔｉｏｎ：全質量に対する粒子質量の比）を０．２５（混合室の温度Ｔｃは２７０Ｋ相当）とすれば、Ｈ２ＯのＧＮ２（１［ＭＰａ］／２７０Ｋ）に対する体積占有率は０．５％である。（４）ノズル流は、単純な一次元流とする。
【００７３】
この仮定に基づいた場合には、粒子含有率βの関数として、比容積（ｓｐｅｃｉｆｉｃｖｏｌｕｍｅ）Ｖ、ガス常数（ｇａｓ　ｃｏｎｓｔａｎｔ）Ｒ、比熱比（ｓｐｅｃｉｆｉｃ　ｈｅａｔ　ｒａｔｉｏ）κ、および、完全ガスの法則を次のように表現することができる。
Ｖ＝（１−β）Ｖｇ
Ｒ＝（１−β）Ｒｇ
κ＝｛（１−β）ｃｐ＋βｃｓ｝／｛（１−β）ｃｖ＋βｃｓ｝
ｐ＝ＲｇＴ／Ｖｇ＝ＲＴ／Ｖ
以上のように表現された式を一次元流の関係式に適用すると、粒子含有率βまたは混合室温度Ｔｃの関数として、図４から図９に示すグラフが得られる。図４は、本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける粒子含有量と混合室温度との関係を示すグラフである。図５は、本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける粒子含有率と混合ガス常数との関係を示すグラフである。図６は、本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける粒子含有量と比熱比との関係を示すグラフである。図７は、本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける混合室温度と特性排気速度との関係を示すグラフである。図８は、本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける混合室温度と推力係数（真空／ノズル膨張比：１００）との関係を示すグラフである。図９は、本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける混合室温度と比推力（真空）との関係を示すグラフである。
【００７４】
ただし、混合前のＨ２ＯおよびＬＮ２の温度をそれぞれ４７３Ｋ（２００℃）および７７．４Ｋと仮定し、プラグノズルを用いることを前提として、ノズル面積比を１００と仮定している。このように得られたグラフから次の事項を考察することができる。
【００７５】
（１）特性排気速度Ｃ＊（比推力Ｉｓｐ）は、一般に、混合室の温度（燃焼温度）Ｔｃの０．５乗に比例して向上するが、図４に示すように、本実施の形態によれば、Ｔｃを増加させるためには、β値すなわちＨ２Ｏ量を増加させる必要がある。ただし、Ｔｃを２７３Ｋ（０℃）以下に下げた場合には、Ｈ２Ｏの凝固潜熱３３４［ｋＪ／ｋｇ］を利用することができるので、β値を低下させることが可能である。
【００７６】
（２）特性排気速度Ｃ＊は、一般に、ガス常数Ｒの０．５乗に比例（ガスの分子量ｍの０．５乗に逆比例）して向上するが、ＧＮ２（Ｒｇ：３４６．４［Ｊ／ｋｇ−Ｋ］）に比較して、図５に示すように、Ｈ２Ｏ含有量を増加すると、Ｒ値は急激に低下してしまう。
【００７７】
（３）一般に、比熱比κが低いほど、推力係数ＣＦは向上するが、ＧＮ２（κ：１．４）に比較して、図６に示すように、κ値はβ値の低下に伴い急激に低下する。
【００７８】
（４）図７に示すように、Ｔｃが増加するのに伴い、特性排気速度Ｃ＊は、ＧＮ２のみの場合（系列１）には向上するが、本実施の形態（系列２）では、β値の増加に災いされて途中から低下する傾向を示すようになる。
【００７９】
（５）一方、図８に示すように、推力係数（真空）ＣＦは、ＧＮ２のみの場合（系列１）にはＴｃの変化に対して一定となるが、本実施の形態（系列２）では、κ値の低下に助けられて増加する傾向を示す。
【００８０】
（６）Ｃ＊とＣＦと間の変化傾向から、比推力（真空）Ｉｓｐは、図９に示すような傾向を示す。すなわち、Ｉｓｐは、ＧＮ２のみの場合（系列１）には、Ｔｃが増加するのに伴い、この範囲で直線的に増加するが、本実施の形態（系列２）では、途中から低下する傾向を示すようになり、系列１に示す直線と系列２に示す曲線とは、略Ｔｃ＝３４０Ｋで交差して逆転する。
【００８１】
（７）本実施の形態における最適なβ値としては、０．４程度を推奨できる。これは、Ｔｃ＝３２０Ｋに対応する値（図４参照）であり、略最大Ｉｓｐ：８３［ｓｅｃ］（理論値）が得られる値である。
【００８２】
（８）最適なβ：０．４での比推力効率ηＩｓｐを通常の液体ロケットと同程度（約０．９）と仮定すると、本実施の形態によれば、実効比推力（真空）として７５［ｓｅｃ］（≒８３［ｓｅｃ］×０．９）を達成することができると推定される。この値は、固体ロケット（２８０［ｓｅｃ］レベル）の約１／４倍に相当するので、本実施の形態にかかる２液式エンジンは、将来の適用例として、無次元化した比率：ΔＶ／（Ｉｓｐ・ｇ）が低いミッション、例えば高比推力よりも大推力が要求される「補助ブースタ（すなわち１段目ロケットを補助するロケット）」に好適である。ただし、ΔＶはロケットの速度増分であり、ｇは重力係数である。一方、本実施の形態にかかる２液式エンジンをΔＶ／（Ｉｓｐ・ｇ）が高いミッションに応用する場合には、「多段式ロケット（すなわち２段式や３段式ロケット等）」を取り入ることにより、本実施の形態における欠点を補うことができる。
【００８３】
なお、本実施の形態では、教育プログラムに用いるのに適したエンジンおよびロケットを提供するために上述したような安全性やコスト等を重視した結果、混合室に噴射される推進薬および加熱物質として、それぞれＬＮ２およびＨ２Ｏを用いる場合について具体的に説明してきた。しかしながら、安全性またはコストについての制限が緩和される実用化段階では、その他の推進薬および加熱物質を用いることも可能である。具体的には、所定の沸点を有する液相状態の推進薬と、この沸点より高い温度状態にある加熱物質と、を混合室に噴射すれば、推進薬が加熱物質によって蒸発することにより、混合室に設けられた開放部すなわちスロート部から混合室の外部へ移動する噴流を生成することができる。
【００８４】
ＬＮ２以外の推進薬としては、具体的には、性能向上を図るためにはガスの分子量が小さい物質、例えば、液体水素（ＬＨ２）等を用いることが好ましい。なお、窒素ガスおよび水素ガスの分子量は、それぞれ２８および２である。
【００８５】
Ｈ２Ｏ以外の加熱物質としては、例えば、まず第１に、無水ヒドラジン（ＮＨ４）等を用いることができる。この無水ヒドラジンが触媒により分解されると、高温の水素ガスや窒素ガスが発生する。これらのガスを熱源として推進薬を蒸発させることにより、大幅な性能向上を図ることができる。なお、無水ヒドラジンを加熱物質として用いる場合には、触媒により分解して発生した上記高温ガスを混合室に噴射する必要があることはいうまでもない。加えて、Ｈ２Ｏ以外の加熱物質として、簡単な小型「固体ロケット」（飛翔を目的とせず補助駆動ガス発生器として用いられる固体推進薬）を用いれば、混合室における窒素ガスの温度が大幅に増加するので、性能向上を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンを搭載したロケットの概略構成の一例を示す模式図
【図２】本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンの構成の一例を示す模式図
【図３】本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンのプラグノズル部の一部を拡大して示す断面図
【図４】本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける粒子含有量と混合室温度との関係を示すグラフ
【図５】本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける粒子含有率と混合ガス常数との関係を示すグラフ
【図６】本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける粒子含有率と比熱比との関係を示すグラフ
【図７】本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける混合室温度と特性排気速度との関係を示すグラフ
【図８】本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける混合室温度と推力係数との関係を示すグラフ
【図９】本発明の実施の形態にかかる２液式エンジンにおける混合室温度と比推力（真空）との関係を示すグラフ
【符号の説明】
１００　ロケット
１０２Ａ　ＬＮ２タンク
１０２Ｂ　Ｈ２Ｏタンク
１０２Ｃ　気蓄器
１０３　プラグノズル部
１０３Ａ　噴射器
１０３Ｂ　内壁部
１０３Ｃ　ノズル部
１０３Ｄ　外壁部
１０３Ｅ　混合室
１０３Ｆ　スロート部
３０１　収容部
３０２　噴射部
３０１−１、３０１−３、３０１−５　ＬＮ２収容室
３０１−２、３０１−４　Ｈ２Ｏ収容室
【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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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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