(57)【要約】【課題】製作及びセッティングの困難さを解消し且つ多様な噴射形態を得ることが可能なロケットエンジン用燃焼装置の噴射管の提供。【解決手段】噴射管２０は、一端側が燃料供給側にて開口し他端側が燃焼室側にて開口した中央空洞２１と、この中央空洞２１の外側に形成され且つ一端側が燃料供給側にて開口した外側空隙２２と、周方向に沿って複数設けられ、燃焼室側にて一端側が噴射口を形成し且つ他端側が外側空隙の他端側に連通した孔２３とを具備する。【選択図】    図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃料供給側から供給された燃料を燃焼室側に噴射して燃焼させるロケットエンジン用燃焼装置の噴射管において、
一端側が前記燃料供給側にて開口し他端側が前記燃焼室側にて開口した中央空洞と、
この中央空洞の外側に形成され且つ一端側が前記燃料供給側にて開口した外側空隙と、
周方向に沿って複数設けられ、前記燃焼室側にて一端側が噴射口を形成し且つ他端側が前記外側空隙の他端側に連通した孔と
を具備することを特徴とするロケットエンジン用燃焼装置の噴射管。
【請求項２】
前記孔は、前記中央空洞に近づくように内向きに形成したことを特徴とする請求項１記載のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管。
【請求項３】
前記孔は、長手方向に沿って旋回するように斜めに形成したことを特徴とする請求項１又は２記載のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管。
【請求項４】
前記中央空洞は、前記燃焼室側に近づくにつれて開口が大きくなるようにテーパを形成したことを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項記載のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管。
【請求項５】
前記孔は、前記周方向に沿って異なる径のものを形成したことを特徴とする請求項１乃至４のいずれか一項記載のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管。
【請求項６】
前記中央空洞は、前記燃焼室側にリセス部を形成したことを特徴とする請求項１乃至５のいずれか一項記載のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管。
【請求項７】
前記孔は、径方向に沿って複数段で形成し且つ前記中央空洞の前記燃焼室側にリセス部を形成したことを特徴とする請求項１乃至６のいずれか一項記載のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ロケットエンジン用燃焼装置の噴射管に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ロケット用燃焼装置は、例えば、非特許文献１及び図９に示されているように、噴射器１Ａ、燃焼室１Ｂ及びノズル１Ｃ等から構成され、推進剤である燃料の化学反応によるエネルギーを排気運動に変換することで推力を得るものである。
【０００３】
ロケットエンジン用燃焼装置１において、多数の噴射管から構成される噴射器１Ａは、図示しない燃料供給装置から例えば液体酸素（以下「ＬＯｘ」と称する）及びガス状水素（以下「ＧＨ２」と称する）を取り込んで、燃焼室内に噴射し、ＬＯｘとＧＨ２とを微細化混合させて燃焼させるものであり、ロケットエンジンの性能を決定する主な要素の一つである。
【０００４】
従来から用いられている噴射管の一例を、図１０を参照して説明する。
【０００５】
図１０に示すように、従来例の噴射管１０は、ＬＯｘを１０〜２０ｍ／Ｓの速度で通す中央空洞１１と、ＧＨ２をＬＯｘの約１０倍の速度で通すアニューラ状外側空隙１２とを形成するように内管１３と外管１４とからなる二重管アニューラ構造である。
【０００６】
【非特許文献１】
Ｌｉｑｕｉｄ  Ｏｘｙｇｅｎ／Ｈｙｄｒｏｇｅｎ  Ｔｅｓｔｉｎｇ  ｏｆ  ａ  Ｓｉｎｇｌｅ  Ｓｗｉｒｌ  Ｃｏａｘｉａｌ  Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ  Ｅｌｅｍｅｎｔ  ｉｎ  ａ  Ｗｉｎｄｏｗｅｄ  Ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ  Ｃｈａｍｂｅｒ  （ＡＩＡＡ  ９３−１９５４）
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
上述した従来の噴射管１０において、アニューラ状外側空隙１２は、０．５ｍｍ以下の非常に狭いものであることを必要とし、しかも中央空洞１１と同心円である必要がある。
【０００８】
このように非常に狭いアニューラ状外側空隙１２を中央空洞１１と同心円にて製作及びセッティングすることは極めて難しいものがあり、かかる製作及びセッティングの困難さを解消し且つ多様な噴射形態を得ることが可能な新規な噴射管の出現が待たれていた。
【０００９】
本発明の目的は、製作及びセッティングの困難さを解消し且つ多様な噴射形態を得ることが可能なロケットエンジン用燃焼装置の噴射管を提供することにある。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために本発明は、燃料供給側から供給された推進剤を燃焼室側に噴射して燃焼させるロケットエンジン用燃焼装置の噴射管において、
一端側が前記燃料供給側にて開口し他端側が前記燃焼室側にて開口した中央空洞と、
この中央空洞の外側に形成され且つ一端側が前記燃料供給側にて開口した外側空隙と、
周方向に沿って複数設けられ、前記燃焼室側にて一端側が噴射口を形成し且つ他端側が前記外側空隙の他端側に連通した孔とを具備することを特徴とする。
【００１１】
本発明においては、従来の二重管アニューラ構造に代えて多孔構造としたことにより、構造が簡素化され、また孔あけ加工による精度で噴射口を形成することが可能となると共に燃焼においては、孔を介して噴射口から噴射したＧＨ２の周囲を、中央空洞を通ったＬＯｘが流れることにより、ＧＨ２とＬＯｘとの接触面積が増え、微粒化の促進及び混合の促進が図られることになる。
【００１２】
上記において前記孔は、前記中央空洞に近づくように内向きに形成することができ、この場合は、更に、ＧＨ２のＬＯｘに対する衝突効果によって、より微粒化が促進され、ＧＨ２とＬＯｘとの接触が安定化するものとなる。
【００１３】
上記において前記孔は、長手方向に沿って旋回するように斜めに形成することができ、この場合は、更に、ＬＯｘを微細化した後、旋回成分により外周側への分散により、ＧＨ２とＬＯｘとの混合の均一化が達成できる。
【００１４】
上記において前記中央空洞は、前記燃焼室側に近づくにつれて開口が大きくなるようにテーパを形成することができ、この場合は、更に、ＬＯｘの出口の面積が外側に広がることから、ＧＨ２とＬＯｘとの接触に角度がつき、微粒化の促進及び接触の安定化が図られることになる。
【００１５】
上記において前記孔は、前記周方向に沿って異なる径のものを形成することができ、この場合は、更に、周方向の微細化、分散特性のコントロールが可能となる。
【００１６】
上記において前記中央空洞は、前記燃焼室側にリセス部を形成することができ、この場合は、更に、ＬＯｘの出口に形成されたリセス部にて、ＧＨ２の噴射速度の減衰及び広がりを抑制することができ、微細化の促進が図られる。
【００１７】
上記において前記孔は、径方向に沿って複数段で形成し且つ中央空洞の前記燃焼室側にリセス部を形成ることができ、この場合は、更に、ＬＯｘの出口に形成されたリセス部にて一段目の微細化が行われ、さらに出口で二段目の微細化が行われるので、より効果的な微細化及びＧＨ２とＬＯｘと混合をコントロールすることが可能となる。
【００１８】
【発明の実施の形態】
以下、図面を参照して本発明によるロケットエンジン用燃焼装置の噴射管の実施形態を説明する。
【００１９】
（第１実施形態）
図１（ａ）は第１実施形態の噴射管の長手方向断面図、図１（ｂ）は燃焼室側からみた正面図であり、本実施形態の噴射管２０は、一端側が燃料供給側にて開口し他端側が燃焼室側にて開口した中央空洞２１と、この中央空洞２１の外側に形成され且つ一端側が燃料供給側にて開口した外側空隙２２と、周方向に沿って複数設けられ燃焼室側にて一端側が噴射口２４を形成し且つ他端側が外側空隙２２の他端側に連通した孔２３とを具備する。
【００２０】
ここに、図示しない燃料供給装置からのＬＯｘは中央空洞２１に供給され、同じくＧＨ２は外側空隙２２を介して孔２３を通り噴射口２４から噴射し、図示しない燃焼室でＬＯｘとＧＨ２とは微細化混合して燃焼する。
【００２１】
本実施形態においては、従来の二重管アニューラ構造に代えて多孔構造としたことにより、構造が簡素化され、また燃焼室側から穴あけ加工により製作でき、当該加工は精度を得ることができるので、設計通りの噴射口を形成することが可能となる。
【００２２】
また、燃焼においては、孔２３を介して噴射口２４から噴射したＧＨ２の周囲を、中央空洞２１を通ったＬＯｘが流れることにより、ＧＨ２とＬＯｘとの接触面積が増え、微粒化の促進及び混合の促進が図られることになる。これにより、良好な燃焼が確保され、優れた性能を発揮するロケットエンジン用燃焼装置が実現される。
【００２３】
（第２実施形態）
図２（ａ）は第２実施形態の噴射管の長手方向断面図、図２（ｂ）は燃焼室側からみた正面図であり、本実施形態の噴射管３０は、一端側が燃料供給側にて開口し他端側が燃焼室側にて開口した中央空洞３１と、この中央空洞３１の外側に形成され且つ一端側が燃料供給側にて開口した外側空隙３２と、周方向に沿って複数設けられ燃焼室側にて一端側が噴射口３４を形成し且つ他端側が外側空隙３２の他端側に連通し且つ中央空洞３１に近づくように内向きに形成した孔３３とを具備する。
【００２４】
ここに、図示しない燃料供給装置からのＬＯｘは中央空洞３１に供給され、同じくＧＨ２は外側空隙３２を介して内向きに形成した孔３３を通り噴射口３４から噴射し、図示しない燃焼室でＬＯｘとＧＨ２とは微細化混合して燃焼する。
【００２５】
本実施形態においては、第１実施形態と同様に、従来の二重管アニューラ構造に代えて多孔構造としたことにより、構造が簡素化され、また燃焼室側から穴あけ加工により製作でき、当該加工は精度を得ることができるので、設計通りの噴射口を形成することが可能となる。
【００２６】
また、第１実施形態と同様に、燃焼においては、孔３３を介して噴射口３４から噴射したＧＨ２の周囲を、中央空洞３１を通ったＬＯｘが流れることにより、ＧＨ２とＬＯｘとの接触面積が増え、微粒化の促進及び混合の促進が図られることになる。
【００２７】
さらに本実施形態において、孔３３は、中央空洞３１に近づくように内向きに形成しているので、内向きの噴出口３４から噴射したＧＨ２は、中央空洞３１から出たＬＯｘに対して衝突し、この衝突突効果によって、ＧＨ２及びＬＯｘはより微粒化が促進され、ＧＨ２とＬＯｘとの接触が安定化するものとなる。これにより、良好な燃焼が確保され、優れた性能を発揮するロケットエンジン用燃焼装置が実現される。
【００２８】
（第３実施形態）
図３（ａ）は第３実施形態の噴射管の長手方向断面図、図３（ｂ）は燃焼室側からみた正面図、図４は同実施形態の概略斜視図であり、本実施形態の噴射管４０は、一端側が燃料供給側にて開口し他端側が燃焼室側にて開口した中央空洞４１と、この中央空洞４１の外側に形成され且つ一端側が燃料供給側にて開口した外側空隙４２と、周方向に沿って複数設けられ燃焼室側にて一端側が噴射口４４を形成し且つ他端側が外側空隙４２の他端側に連通し且つ長手方向に沿って旋回するように斜めに形成した孔４３とを具備する。
【００２９】
ここに、図示しない燃料供給装置からのＬＯｘは中央空洞４１に供給され、同じくＧＨ２は外側空隙４２を介して孔４３を通り噴射口４４から噴射し、図示しない燃焼室でＬＯｘとＧＨ２とは微細化混合して燃焼する。
【００３０】
本実施形態においては、第１実施形態と同様に、従来の二重管アニューラ構造に代えて多孔構造としたことにより、構造が簡素化され、また燃焼室側から穴あけ加工により製作でき、当該加工は精度を得ることができるので、設計通りの噴射口を形成することが可能となる。
【００３１】
また、第１実施形態と同様に、燃焼においては、孔４３を介して噴射口４４から噴射したＧＨ２の周囲を、中央空洞４１を通ったＬＯｘが流れることにより、ＧＨ２とＬＯｘとの接触面積が増え、微粒化の促進及び混合の促進が図られることになる。
【００３２】
さらに本実施形態において、孔４３は、長手方向に沿って旋回するように斜めに形成しているので、旋回した孔４３による噴出口４４にてＬＯｘを微細化した後、旋回成分により外周側への分散により、ＧＨ２とＬＯｘとの混合の均一化が達成できる。これにより、良好な燃焼が確保され、優れた性能を発揮するロケットエンジン用燃焼装置が実現される。
【００３３】
（第４実施形態）
図５（ａ）は第４実施形態の噴射管の長手方向断面図、図４（ｂ）は燃焼室側からみた正面図であり、本実施形態の噴射管５０は、一端側が燃料供給側にて開口し他端側が燃焼室側にて開口した中央空洞５１と、この中央空洞５１の外側に形成され且つ一端側が燃料供給側にて開口した外側空隙５２と、周方向に沿って複数設けられ燃焼室側にて一端側が噴射口５４を形成し且つ他端側が外側空隙５２の他端側に連通した孔５３とを具備し、中央空洞５１の燃焼室側は、燃焼室側に近づくにつれて開口が大きくなるようにテーパ部５５を形成している。
【００３４】
ここに、図示しない燃料供給装置からのＬＯｘは中央空洞５１に供給され、同じくＧＨ２は外側空隙５２を介して孔５３を通り噴射口５４から噴射し、図示しない燃焼室でＬＯｘとＧＨ２とは微細化混合して燃焼する。
【００３５】
本実施形態においては、第１実施形態と同様に、従来の二重管アニューラ構造に代えて多孔構造としたことにより、構造が簡素化され、また燃焼室側から穴あけ加工により製作でき、当該加工は精度を得ることができるので、設計通りの噴射口を形成することが可能となる。
【００３６】
また、本実施形態においては、第１実施形態と同様に、燃焼においては、孔５３を介して噴射口５４から噴射したＧＨ２の周囲を、中央空洞５１を通ったＬＯｘが流れることにより、ＧＨ２とＬＯｘとの接触面積が増え、微粒化の促進及び混合の促進が図られることになる。
【００３７】
さらに、本実施形態においては、中央空洞５１は、燃焼室側に近づくにつれて開口が大きくなるようにテーパ部５５を形成しているので、ＬＯｘの出口の面積が外側に広がることから、ＧＨ２とＬＯｘとの接触に角度がつき、微粒化の促進及び接触の安定化が図られることになる。これにより、良好な燃焼が確保され、優れた性能を発揮するロケットエンジン用燃焼装置が実現される。
【００３８】
（第５実施形態）
図６（ａ）は第５実施形態の噴射管の長手方向断面図、図５（ｂ）は燃焼室側からみた正面図であり、本実施形態の噴射管６０は、一端側が燃料供給側にて開口し他端側が燃焼室側にて開口した中央空洞６１と、この中央空洞６１の外側に形成され且つ一端側が燃料供給側にて開口した外側空隙６２と、周方向に沿って複数設けられ燃焼室側にて一端側が大径噴射口６４，小径噴射口６５を形成し且つ他端側が外側空隙６２の他端側に連通し且つ中央空洞６１に近づくように内向きに形成した大径孔６３，図示しない小径孔とを具備する。
【００３９】
ここに、図示しない燃料供給装置からのＬＯｘは中央空洞６１に供給され、同じくＧＨ２は外側空隙６２を介して大径孔６３，図示しない小径孔を通り大径噴射口６４，小径噴射口６５から噴射し、図示しない燃焼室でＬＯｘとＧＨ２とは微細化混合して燃焼する。
【００４０】
本実施形態においては、第１実施形態と同様に、従来の二重管アニューラ構造に代えて多孔構造としたことにより、構造が簡素化され、また燃焼室側から穴あけ加工により製作でき、当該加工は精度を得ることができるので、設計通りの噴射口を形成することが可能となる。
【００４１】
また、第１実施形態と同様に、燃焼においては、大径孔６３，図示しない小径孔を介して大径噴射口６４，小径噴射口６５から噴射したＧＨ２の周囲を、中央空洞６１を通ったＬＯｘが流れることにより、ＧＨ２とＬＯｘとの接触面積が増え、微粒化の促進及び混合の促進が図られることになる。
【００４２】
さらに本実施形態において、孔は周方向に沿って異なる径のものを形成しているので、周方向の微細化、分散特性のコントロールが可能となる。これにより、良好な燃焼が確保され、優れた性能を発揮するロケットエンジン用燃焼装置が実現される。
【００４３】
（第６実施形態）
図７（ａ）は第６実施形態の噴射管の長手方向断面図、図７（ｂ）は燃焼室側からみた正面図であり、本実施形態の噴射管７０は、一端側が燃料供給側にて開口し他端側が燃焼室側にて開口した中央空洞７１が形成され、中央空洞７１には燃焼室側にリセス部７５を形成している。また、この中央空洞７１の外側に形成され且つ一端側が燃料供給側にて開口した外側空隙７２と、周方向に沿って複数設けられリセス部７５の端面に噴射口７４を形成し且つ他端側が外側空隙７２の他端側に連通した孔７３とを具備している。
【００４４】
ここに、図示しない燃料供給装置からのＬＯｘは中央空洞７１に供給され、同じくＧＨ２は外側空隙７２を介して孔７３を通り噴射口７４から噴射し、図示しない燃焼室でＬＯｘとＧＨ２とは微細化混合して燃焼する。
【００４５】
本実施形態においては、従来の二重管アニューラ構造に代えて多孔構造としたことにより、構造が簡素化され、また燃焼室側から穴あけ加工により製作でき、当該加工は精度を得ることができるので、設計通りの噴射口を形成することが可能となる。
【００４６】
また、燃焼においては、孔７３を介して噴射口７４から噴射したＧＨ２の周囲を、中央空洞７１を通ったＬＯｘが流れることにより、ＧＨ２とＬＯｘとの接触面積が増え、微粒化の促進及び混合の促進が図られることになる。
【００４７】
さらに中央空洞７１には燃焼室側にリセス部７５を形成しているので、当該リセス部７５にて噴射口７４から噴射したＧＨ２の噴射速度の減衰及び広がりを抑制することができ、微細化の促進が図られる。これにより、良好な燃焼が確保され、優れた性能を発揮するロケットエンジン用燃焼装置が実現される。
【００４８】
（第７実施形態）
図８（ａ）は第７実施形態の噴射管の長手方向断面図、図８（ｂ）は燃焼室側からみた正面図であり、本実施形態の噴射管８０は、一端側が燃料供給側にて開口し他端側が燃焼室側にて開口した中央空洞８１と、この中央空洞８１の外側に形成され且つ一端側が燃料供給側にて開口した外側空隙８２と、周方向に沿って複数設けられ燃焼室側にて一端側が噴射口８４，８６を形成し且つ他端側が外側空隙８２の他端側に連通した径方向２段で形成した孔８３，８５とを具備し、中央空洞８１には燃焼室側にリセス部８７を形成している。ここに、孔８３，８５は、周方向に互い違いに形成している。
【００４９】
ここに、図示しない燃料供給装置からのＬＯｘは中央空洞８１に供給され、同じくＧＨ２は外側空隙８２を介して孔８３を通り噴射口８４から噴射し、図示しない燃焼室でＬＯｘとＧＨ２とは微細化混合して燃焼する。
【００５０】
本実施形態においては、従来の二重管アニューラ構造に代えて多孔構造としたことにより、構造が簡素化され、また燃焼室側から穴あけ加工により製作でき、当該加工は精度を得ることができるので、設計通りの噴射口を形成することが可能となる。
【００５１】
また、燃焼においては、径方向２段で形成した孔８３，８５を介して噴射口８４，８６から噴射したＧＨ２の周囲を、中央空洞８１を通ったＬＯｘが流れることにより、ＧＨ２とＬＯｘとの接触面積が増え、微粒化の促進及び混合の促進が図られることになる。
【００５２】
さらに、径方向２段で孔８３，８５を形成し且つ中央空洞８１の燃焼室側にリセス部８７を形成しているので、ＬＯｘの出口に形成されたリセス部８７にて一段目の微細化が行われ、さらに出口で二段目の微細化が行われるので、より効果的な微細化及びＧＨ２とＬＯｘと混合をコントロールすることが可能となる。これにより、良好な燃焼が確保され、優れた性能を発揮するロケットエンジン用燃焼装置が実現される。
【００５３】
（他の実施形態）
本発明は上記し且つ図示した実施形態に限定されるものではなく、第１実施形態にて示した多孔構造の採用は本発明の解決手段を構成し、第２乃至第７実施形態にて示した各種の態様の一又は複数を組み合わせて実施することができ、噴射形態の自由度をより一層いっそう高めることが可能となる。
【００５４】
【発明の効果】
以上のように本発明によれば、従来の二重管アニューラ構造に代えて多孔構造としたことにより、構造が簡素化され、また孔あけ加工による精度で噴射口を形成することが可能となると共に燃焼においては、孔を介して噴射口から噴射したＧＨ２の周囲を、中央空洞を通ったＬＯｘが流れることにより、ＧＨ２とＬＯｘとの接触面積が増え、微粒化の促進及び混合の促進が図られ、噴射形態の自由度が高められたロケットエンジン用燃焼装置の噴射管を提供できるものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１実施形態のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管の構成を示す図。
【図２】本発明の第２実施形態のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管の構成を示す図。
【図３】本発明の第３実施形態のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管の構成を示す図。
【図４】同実施形態の概略斜視図。
【図５】本発明の第４実施形態のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管の構成を示す図。
【図６】本発明の第５実施形態のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管の構成を示す図。
【図７】本発明の第６実施形態のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管の構成を示す図。
【図８】本発明の第７実施形態のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管の構成を示す図。
【図９】ロケットエンジン用燃焼装置の概略構成を示す図。
【図１０】従来のロケットエンジン用燃焼装置の噴射管の一例の構成を示す図。
【符号の説明】
１…ロケットエンジン用燃焼装置、１Ａ…噴射器、１Ｂ…燃焼室、１Ｃ…ノズル、２０，３０，４０，５０，６０，７０，８０…噴射管、２１，３１，４１，５１，６１，７１，８１…中央空洞、２２，３２，４２，５２，６２，７２，８２…外側空隙、２３，３３，４３，５３，６３，７３，８３，８５…孔、２４，３４，４４，５４，６４，６５，７４，８４，８６…噴射口、５５…テーパ部、７５，８７…リセス部。
【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】
2004263618.tif 000009
【図８】
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【図９】
2004263618.tif 000011
【図１０】
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