(57)【要約】【課題】実際の動作温度域よりも低い温度域で安全に試験できる超音速作動流体が通過する構造体の試験方法および試験装置を提供すること。【解決手段】実機の燃焼温度よりも低い温度範囲において、ロケットモータの作動流体である水蒸気の比熱比変化と近似する比熱比変化を持つＣＯ２を試験用気体として使用し、実機の燃焼温度よりも低い温度でノズルモデル１に通過させる。試験用気体であるＣＯ２が当該ノズルモデル１内を膨張しながら流れる過程で、その比熱比κはおよそ１．２から１．３近傍まで変化するので、実機のロケットノズル内における流れと相似の流れが再現できる。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットノズルや蒸気タービンの主蒸気ノズルといった超音速作動流体が通過する構造体の運転中における作動流体の温度よりも低い温度範囲で当該作動流体の運転中における比熱比変化と近似する比熱比変化を持つ試験用気体を、実際の作動流体の温度よりも低い温度で前記構造体またはそのテストモデルに通過させて前記構造体を模擬的に試験することを特徴とする超音速作動流体が通過する構造体の試験方法。
【請求項２】
上記試験用気体は少なくとも三個の原子によって構成される気体であることを特徴とする請求項１に記載の超音速作動流体が通過する構造体の試験方法。
【請求項３】
上記作動流体はＨ２Ｏであり、上記試験用気体はＣＯ２であることを特徴とする請求項１に記載の超音速作動流体が通過する構造体の試験方法。
【請求項４】
上記作動流体はＨ２ＯとＣＯ２との混合物であり、上記試験用気体はＣＯ２であることを特徴とする請求項１に記載の超音速作動流体が通過する構造体の試験方法。
【請求項５】
試験用ガス容器と、
前記試験用ガス容器から導かれる試験用ガスを所定の試験温度まで加熱するためのヒーターと、
試験対象である構造体またはそのテストモデルを内部に設置し、前記ヒーターによって所定の試験温度まで加熱された試験用気体を所定の圧力比で試験対象である前記構造体またはそのテストモデルに通過させ、通過後の試験用気体を外部に導くための出口を設けたテストセクションと、
を備えたことを特徴とする超音速作動流体が通過する構造体の試験装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、ロケットノズルや人工衛星の姿勢制御に使用されるスラスタ、あるいは蒸気タービンの主蒸気弁といった超音速の作動流体が通過する構造体の試験方法および試験装置に関し、さらに詳しくは、実際の動作温度よりも低い温度域で安全に試験でき、さらに実際の動作時における構造体内部の流れを再現できる構造体の試験方法および試験装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
高温で超音速の作動流体が通過する構造体には、ロケットノズルやスラスタ、あるいは蒸気タービンの主蒸気弁といったものがある。このような構造体は、運転開始時、運転中あるいは運転停止時に振動等が発生してノズルの破損やその周辺機器の破損といった事故を招かないように構造体の内部を作動流体が流れるように設計されている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、コンピュータを用いた数値シミュレーションに基づいて設計した場合であっても、最終的には実機試験によってその性能を確認する必要があり、また、実機試験においては、高温、高圧の作動流体を構造体の内部に流すことになるため試験設備が大がかりなものとなる結果、試験に要する費用も高額になっていた。特にロケットノズルの性能を実機燃焼試験で評価しようとすると、３５００Ｋの水蒸気がロケットノズル内で膨張することになるので試験に手間を要し、また危険も伴うので無闇に実機による燃焼試験をすることはできなかった。
【０００４】
さらに、作動流体として高温の水蒸気が流れるため、温度や圧力等を測定するためのプローブやセンサ類が高温の作動流体によって破壊されてしまうという問題があった。この問題のため、実機による燃焼試験では性能評価に必要なデータを十分に得ることができず、設計に反映させることのできるデータにも限りがあった。また、蒸気タービンの主蒸気弁を設計する際にも、実機による試験ではボイラによって高温、高圧の水蒸気を作る必要があるためコストや手間を要しており、より低い温度で実際の主蒸気弁内における流れを再現できる試験方法が求められていた。
【０００５】
そこで、この発明は、上記に鑑みてなされたものであって、実機における作動流体の流れを再現でき、且つ実機の運転温度よりも低い温度域でロケットノズルや蒸気タービンの主蒸気弁、あるいはスラスタ等といった高温の超音速作動流体が通過する構造体を試験できる安全で簡易な構造体の試験方法および試験装置を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上述の目的を達成するために、請求項１に係る超音速作動流体が通過する構造体の試験方法は、ロケットノズルや蒸気タービンの主蒸気ノズルといった超音速作動流体が通過する構造体の運転中における作動流体の温度よりも低い温度範囲で当該作動流体の運転中における比熱比変化と近似する比熱比変化を持つ試験用気体を、実際の作動流体の温度よりも低い温度で前記構造体またはそのテストモデルに通過させて前記構造体を模擬的に試験することを特徴とする。
【０００７】
これまで、ロケットノズル内における作動流体である水蒸気の比熱比κは、ノズル入口と出口とでほとんど変化しないと考えられていた。このため、高温水蒸気の代わりにＮ２やＯ２等の取り扱いやすい気体を用いて、実機の燃焼温度よりも低い温度範囲で擬似的にロケットノズル内の流れを再現する試験方法が試行されていた。
【０００８】
しかし、実機における作動流体である水蒸気は、ロケットノズルから噴射される際には３５００Ｋから３００〜５００Ｋまで温度が下がり、これに伴って比熱比κも１．１５付近から１．３０近くまで変化する。ここで、超音速流体の流れを再現するにはマッハ数Ｍを揃える必要があるが、マッハ数Ｍを算出する基礎となる音速ｃは比熱比κと、
ｃ＝√（κ×ｐ／ρ）
の関係がある。
【０００９】
一般に三原子分子の気体は温度が上昇するにしたがって、気体分子は並進エネルギ、回転エネルギ、振動エネルギの順にエネルギが増加し、これに伴って比熱比κも変化する。水蒸気は三原子分子の気体であるので、常温から３５００Ｋ程度の範囲で並進エネルギから回転エネルギまでエネルギが増加するので、これに伴って比熱比κも１．３０付近から１．１５近くまで変化する。しかし、Ｎ２やＯ２は二原子分子であり、実際に試験をしようとする温度範囲である１０００Ｋ以下の温度範囲における比熱比κは１．４でほぼ一定である。したがって、開口比や圧力比といった他のパラメータを調整しても流れの相似則は成立せず、実機のロケットノズル内における流れを再現することはできなかった。
【００１０】
ここで、上述の通り水蒸気の比熱比κは１．３０付近から１．１５近くまで変化するので、作動流体と試験気体とでマッハ数Ｍを揃えるためには、試験気体の比熱比κをロケットノズル入口から出口にかけて１．３０付近から１．１５近くまで変化させる必要がある。つまり、ある温度範囲で比熱比κが１．３０付近から１．１５近くまで変化する気体を使用すれば、高温水蒸気等の作動流体がロケットノズル内を流れる状態を再現できることになる。本発明者らは鋭意検討の結果、この関係を見出し、本発明を完成するに至った。
【００１１】
上述したような比熱比変化をもつ気体としては、水蒸気と同じ三原子分子の構造を持つ気体であるＣＯ２がある。また、三以上の原子で構成される気体であれば、エネルギ状態はさらに小さい温度範囲で大きく変化するので、このような気体から適宜選択してもよい。例えばＮＨ３、ＣＨ４、Ｃ２Ｈ６、ＣＦ４あるいはＳＦ６等も、水蒸気よりも低い温度域で比熱比が水蒸気と近似して変化するので、本発明の試験方法に適用できる。また、作動流体が水蒸気である場合に限らず、作動流体の比熱比κが１．３０付近から１．１５近くまで変化する場合には、本発明の試験方法によって流れの状態を良好に再現できる。例えば、固体燃料ロケットや化学燃料ロケット等のように、Ｈ２ＯあるいはＨ２ＯとＣＯ２とが作動流体の主体となる場合にも、本発明の試験方法を適用できる。
【００１２】
なお、「当該作動流体の比熱比変化と近似する比熱比変化を持つ」とは、実機における温度変化の範囲で作動流体の比熱比変化カーブと、試験における温度変化の範囲で試験用気体の比熱比変化カーブとが、図３中におけるＣＯ２の比熱比変化カーブ程度に近似することをいう。ここで、試験における温度変化の範囲は高くとも１２００Ｋ以下で試験設備や測定の容易さを考慮すると１０００Ｋ以下が望ましく、試験用気体を昇温させるためのエネルギを考慮すると６００Ｋ程度が望ましい。
【００１３】
ここで、単原子分子であるＨｅやＮｅは、図３に示すように上記試験における温度変化の範囲であっても比熱比κは１．６で変化しない。また、二原子分子であるＯ２やＮ２の比熱比κは、上記試験における温度変化の範囲では１．４のままほとんど変化しない。このような気体は、「当該作動流体の比熱比変化と近似する比熱比変化を持つ」試験用気体には該当しない。
【００１４】
この試験方法によれば、実機の運転温度よりも低い温度域で構造体を通過する作動流体の流動状況を再現できるので、これまでよりも簡便且つ安全に高温の超音速作動流体が通過する構造体を評価できる。特にロケットノズルの性能評価においては、実機の運転温度は３５００Ｋであるところ、本発明の試験方法では６００〜１０００Ｋ程度の温度で試験できる。また、実機の運転温度域よりも低い温度域で試験できるので、これまで各種センサ類による実測が困難であった圧力や温度等も実測できる。これによって、ロケットノズル等の設計に利用できるデータが従来と比較して飛躍的に増加したので、これまでよりも効率よく設計できる。なお、この試験方法には、ロケットノズル等の超音速作動流体が通過する構造体の実機を使用してもよいし、当該構造体のテストモデルを使用してもよい（以下同様）。
【００１５】
また、請求項２に係る超音速作動流体が通過する構造体の試験方法は、上記試験方法において、上記試験用気体は少なくとも三個の原子によって構成される気体であることを特徴とする。この試験方法によれば、実機の運転温度よりも低い温度域で構造体を通過する作動流体の流動状況を再現できるので、これまでよりも簡便且つ安全にロケットノズルのような高温の超音速作動流体が通過する構造体を評価できる。また、実機の運転温度よりも低い温度域で試験できるので、これまで各種センサ類による実測が困難であった圧力や温度等も実測でき、ロケットノズル等の設計に必要なデータを十分に得ることができる。さらに、作動流体の種類に適した試験用気体を選択できるので、評価対象の作動流体を変更しても構造体を通過する作動流体の流動状況を模擬的に再現できる。なお、この試験方法に適用できる少なくとも三個の原子によって構成される試験用気体としては、ＮＨ３、ＣＨ４、Ｃ２Ｈ６、ＣＦ４あるいはＳＦ６等がある。
【００１６】
また、請求項３に係る超音速作動流体が通過する構造体の試験方法は、上記試験方法において、上記作動流体はＨ２Ｏであり、上記試験用気体はＣＯ２であることを特徴とする。この試験方法では、作動流体であるＨ２Ｏの温度が３５００Ｋ付近から３００〜５００Ｋまで低下する場合における比熱比の変化が、それよりも低い温度域において近似するＣＯ２を試験用気体として使用する。試験温度域におけるＣＯ２の比熱比変化は、実機の運転時における水蒸気の比熱比変化と近似しているので、実際の燃焼時におけるノズル内の流れを再現できるようになり、さらに有用なデータを得ることができる。また、試験温度は実機の運転温度よりも低い温度域なので安全に試験できる。さらに、ＣＯ２は安定で無害、且つ比較的安価な気体であるため取扱いも容易で試験しやすい。このため、繰り返し多くの試験をすることができ、評価の効率が向上し、より多くの評価データも採取できる。
【００１７】
また、請求項４に係る超音速作動流体が通過する構造体の試験方法は、上記試験方法において、上記作動流体はＨ２ＯとＣＯ２との混合物であり、上記試験用気体はＣＯ２であることを特徴とする。この試験方法では、実機の作動流体がＨ２ＯとＣＯ２との混合物である場合にも、試験用気体をＣＯ２とすることで実際の燃焼時におけるノズル内の流れを再現できる。このため、例えば、固体燃料ロケットや化学燃料ロケット等のように、Ｈ２ＯとＣＯ２とが作動流体の主体となる場合にも、本発明の試験方法を適用できる。なお、実機における作動流体のすべてがＨ２ＯとＣＯ２とからなる必要はなく、これら以外の物質が２０％程度混合している場合まで本発明の試験方法は適用できる。
【００１８】
また、請求項５に係る超音速作動流体が通過する構造体の試験装置は、試験用ガス容器と、前記試験用ガス容器から導かれる試験用ガスを所定の試験温度まで加熱するためのヒーターと、試験対象である構造体またはそのテストモデルを内部に設置し、前記ヒーターによって所定の試験温度まで加熱された試験用気体を所定の圧力比で試験対象である前記構造体またはそのテストモデルに通過させ、通過後の試験用気体を外部に導くための出口を設けたテストセクションと、を備えたことを特徴とする。
【００１９】
この試験装置は、実機の運転温度域よりも低い温度域で構造体を通過する作動流体の流動状況を再現できるので、これまでよりも簡便且つ安全にロケットノズルのような高温の超音速作動流体が通過する構造体を評価できる。また、実機の運転温度域よりも低い温度域で試験できるので、これまで各種センサ類による実測が困難であった圧力や温度等も実測できる。これによって、ロケットノズル等の設計に利用できるデータが飛躍的に増加したので、これまでよりも効率よく設計できる。さらに、この実験装置は特別な耐熱構造や安全設備を必要とせず、比較的簡単な要素で構成できるので、設備投資も少なくて済む。
【００２０】
【発明の実施の形態】
以下、この発明につき図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、この実施の形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施の形態における構成要素には、当業者が容易に想定できるものが含まれるものとする。
【００２１】
図１は、この発明の実施の形態に係る試験方法および装置を示す説明図である。この試験方法および装置は、試験用流体としてＣＯ２ガスを使用して、超音速流体を通す構造体であるロケットノズルやボイラの主蒸気弁等を試験する点に特徴がある。本実施の形態では、超音速流体を通す構造体としてロケットノズルを評価する場合を例にとって説明する。
【００２２】
試験用流体であるＣＯ２は、液化炭酸ガスの状態で試験用気体収納容器２０に収納されている。なお、より小さい体積で多くのＣＯ２を収納するためには、本実施の形態のように液化炭酸ガスを使用することが望ましいが、炭酸ガスを気体の状態で高圧ボンベに収納して使用してもよい。この場合には、気化器２５が不要になるので、装置の構造を簡単にできる。
【００２３】
試験用気体収納容器２０とヒーター３０とは気化器２５を介して接続されている。また、ヒーター３０とテストセクション１０とは、バルブ６１を介して接続されている。テストセクション１０の内部には、試験対象であるロケットノズルのスケールダウンモデルであるノズルモデル１が備えられており、ノズルモデル１にヒーター３０で加熱された高温・高圧のＣＯ２が流れ込むようになっている。なお、本実施の形態のようにノズルモデル１を使用してもよいし、圧力比および入口温度を調整して比熱比変化およびマッハ数Ｍを実機と合わせることで、実機に使用するロケットノズルそのものを試験してもよい。
【００２４】
図２は、試験対象のテストモデルであるノズルモデルの一例を示す側面図である。このノズルモデル１は実機のロケットノズル内における流れを再現できるように、断面積比ａ／ａｔｈおよび圧力比Ｐ／Ｐｔｈは実機と等しくなるようにしてある。また、テストノズル１内における温度や流速等を測定するために、ノズルモデル１の側面には各種センサ５が取り付けられている。そして、センサ５によって測定されたデータは、テストセクション１０の外へ設置してある測定器によって測定され、記録される。なお、この測定用センサの種類を変更することで、温度や圧力、あるいは流速といった様々な対象を測定することができる。
【００２５】
テストセクション１０の出口１１はエジェクタ４０とつながっているが、エジェクタ４０はテストノズル１における出口圧力を調整するときに必要になるものであり、テストノズル１の出口圧力条件を大気圧とする場合には必要ない。エジェクタ４０には高圧の空気を格納した空気タンク７０から空気が導かれており、エジェクタ４０に流す空気の流量を調整することで、スロート部４１の圧力を調整する。なお、エジェクタ４０の出口は、消音のためサイレンサー５０に連結されている。
【００２６】
試験用流体であるＣＯ２は、液体の状態で試験用気体収納容器２０から気化器２５へ導かれ、ここで気体となってヒーター３０内へ導かれる。このヒーター３０は、内部にＡｌ２Ｏ３の球体３１および加熱器３２を備えており、球体３１は加熱器３２によって所定の温度に暖められている。球体３１はＬＰＧを燃焼させたときに発生する熱によって加熱されるが、このときの加熱手段としては電気を使用してもよい。このヒーター３０は、多数の球体３１によって熱交換するので、伝熱面積を大きくできる。このため、伝熱効率が高く、短時間で試験用気体の温度を所定の温度まで上昇させることができる。
【００２７】
つぎに、バルブ６０を開いてヒーター３０内に試験用流体であるＣＯ２を導き、所定の温度まで加熱された球体３１と熱交換させて、試験用気体を試験条件の温度まで加熱する。ＣＯ２をヒーター３０内に導く前に、ヒーター３０内部を真空ポンプ（図示せず）で予め真空にしておくと、試験用流体には不純物がほとんど混入しなくなってより正確な試験結果を得ることができるため好ましい。ノズル入口圧力は、ヒーター３０内に送り込むＣＯ２の量を調整することで試験条件に応じた値に設定できる。また、ヒーター３０における加熱温度を調整することで、ノズル入口温度も調整できる。所定量のＣＯ２をヒーター３０内に送り込んだ後、バルブ６０を閉じる。なお、試験用気体の圧力および温度は、ノズルモデル１の手前に設けられた圧力計８１と温度計８２とによって測定される。
【００２８】
図３は、各種気体の比熱比κと温度との関係を示した説明図である。実機のロケットノズルにおける流れを再現するためには、試験用流体であるＣＯ２の温度がテストノズル１の入口温度Ｔｉから出口温度Ｔｏまで下がる間に、比熱比κを１．３０付近から１．１７付近まで変化させればよいことが図３からわかる。この条件を達成するためにはＣＯ２のノズル入口温度Ｔｉ＝１０００Ｋとし、ノズル出口温度Ｔｏ＝２００Ｋとすればよい。また、試験用気体の取り扱い易さおよび測定のし易さ等を考慮して、ノズル入口温度を６００Ｋとし、比熱比の絶対値が実機と異なる点については形状を補正するようにしてもよい。
【００２９】
また、一般のロケットノズルにおいては、ノズルスロート圧力Ｐｔｈとノズル出口圧力Ｐとの比Ｐｔｈ／Ｐは２００程度であるので、例えばテストノズル入口圧力Ｐｏを２ＭＰａに設定した場合には、テストノズル出口圧力Ｐは０．０１ＭＰａとすればよい。この場合、ノズル出口圧力Ｐは大気圧よりも低くなるので、エジェクタ４０に送り込む空気量を調整することで出口圧力Ｐを０．０１ＭＰａに調整する。すなわち、エジェクタ４０に送り込む空気の流量を多くしてスロート部４０を通過する空気の流速を速くすれば、スロート部４１の圧力は低くなる。エジェクタ４０のスロート部４１にはノズルモデル１の出口が導かれているので、スロート部４１の圧力が低くなれば、ノズルモデル１の出口圧力も低くなる。
【００３０】
上記手順によってロケットノズルの入口圧力および入口温度を設定し、エジェクタ４０に送り込む空気量を調整してロケットノズル出口圧力を決定する。準備が整ったらバルブ６１を開き、ヒーター３０からノズルモデル１に試験用流体であるＣＯ２を送り込んで試験を開始する。テストノズル１中を試験用流体が流れると、ノズルモデル１の側面に取り付けられた圧力センサや熱流束計等の各種センサによってノズルモデル１内部の状況が測定され、その測定結果は電気信号として計測器８０へ取り込まれ、記録される。
【００３１】
ノズル内部を流れた試験用気体はテストセクション１０の出口１１を通ってエジェクタ４０を通過した後、サイレンサー５０を通って大気へ放出される。ヒーター３０内のＣＯ２が放出されると試験は終了する。一回の試験が終了した後、圧力比や温度といった試験条件を変更したり、あるいは試験対象のノズルモデルを他の種類に変更したりして、迅速に次の試験に移ることができる。
【００３２】
従来ロケットノズルの性能を評価するためには、実機による燃焼試験が必要であったため試験の準備に手間を要しており、一度試験をすると次の試験準備に時間を要していた。本発明の試験方法はテストノズルにＣＯ２を流すだけであり、試験条件は容易に変更できるため、燃焼試験と比較して同じ時間内に飛躍的に多くの試験をすることができる。また、燃焼試験では３５００Ｋの水蒸気がロケットノズル内を流れるため危険が伴い、安全を十分に確保しなければならないが、この発明の試験方法では高くとも１０００Ｋ程度のＣＯ２を使用するため試験用気体の取扱いが容易で安全性も高い。このため、燃焼試験と比較して、より簡便な施設で評価できる。
【００３３】
さらに、燃焼試験では３５００Ｋという高温になるため、測定用センサ類をノズル内に挿入すると高熱によって破壊されてしまい、流れの状態を実測することは困難であった。しかし、本発明による試験方法では、ノズル内の温度は１０００Ｋ程度であるため、熱対策を工夫すればノズル内の流れや圧力等は十分に測定できる。このため、本発明の試験方法によれば、これまでほとんど測定できなかったノズル内における流動状態を測定できるようになった。このため、性能評価に必要なデータや設計に有用なデータを十分に得ることができるようになり、従来と比較して飛躍的に効率よく設計できるようになった。また、燃焼試験における水蒸気の比熱比変化と近似した比熱比変化をもつＣＯ２を試験用流体に使用することで、実際の燃焼時におけるノズル内の流れをよく再現できるようになり、さらに有用なデータを得ることができるようになった。さらに、ＣＯ２は安定で無害、且つ比較的安価な気体であるので、取扱いも容易で試験しやすい。
【００３４】
本発明の試験方法はロケットノズルに限らず、超音速の流体が通過する構造物であれば適用できる。例えば人工衛星やスペースシャトルの姿勢制御等に使用されるスラスタ、蒸気タービンの主蒸気ノズルあるいは低圧蒸気タービンの最終段等の性能を評価する場合にも、本発明の試験方法を適用できる。特に、蒸気タービンの主蒸気ノズルを試験する場合には、ＣＯ２を使用すれば１００℃程度でも試験できるので、実機で試験するよりも安全且つ容易に試験できる。また、固体燃料ロケットや液体燃料ロケット等のように、作動流体の主成分がＨ２ＯとＣＯ２である場合に本発明の試験方法を適用すると、流れの状態を良好に再現できる。そして、実際の燃焼温度よりも低い温度域で試験できるので危険が少なく、比較的簡易な設備で試験でき、さらに計測が容易になるのでこれまで測定できなかった温度や圧力等のデータを得ることができる。
【００３５】
【発明の効果】
以上説明したように、この発明の超音速作動流体が通過する構造体の試験方法（請求項１）によれば、当該構造体の試験において、実機の運転中における作動流体の温度よりも低い温度範囲で当該作動流体の比熱比変化と近似する比熱比変化を持つ試験用気体を使用するようにした。このため、実機の運転温度よりも低い温度域で構造体を通過する作動流体の流動状況を再現できるので、これまでよりも簡便且つ安全に高温の超音速作動流体が通過する構造体を評価できる。また、これまで各種センサ類による実測が困難であった圧力や温度等も実測できるようになったので、これまでよりも多くのデータを得ることができ、ロケットノズル等をこれまでよりも効率的に設計できる。
【００３６】
また、この発明の超音速作動流体が通過する構造体の試験方法（請求項２）によれば、上記試験方法において試験用気体に少なくとも三個の原子によって構成される気体を使用したので、作動流体の種類に適した試験用気体を選択でき、評価対象の作動流体を変更しても構造体を通過する作動流体の流動状況を模擬的に再現できる。また、実機の運転温度よりも低い温度域で構造体を通過する作動流体の流動状況を再現できるので、これまでよりも簡便且つ安全にロケットノズルのような高温の超音速作動流体が通過する構造体を評価でき、さらにこれまで測定が困難だったデータも容易に採取できる。
【００３７】
また、この発明の超音速作動流体が通過する構造体の試験方法（請求項３）によれば、上記試験方法において、試験温度域における比熱比変化が実機の運転時における水蒸気の比熱比変化と近似しているＣＯ２を試験用気体として使用したので、実際の燃焼時におけるノズル内の流れをより正確に再現できるようになり、さらに有用なデータを得ることができる。また、ＣＯ２は安定で無害、且つ比較的安価な気体であり取扱いも容易で試験しやすいので、評価の効率が向上する。
【００３８】
また、この発明の超音速作動流体が通過する構造体の試験方法（請求項４）によれば、上記試験方法において、試験温度域における比熱比変化が実機の運転時におけるＨ２ＯとＣＯ２との混合気体の比熱比変化と近似するＣＯ２を試験用気体として使用した。このため、例えば、固体燃料ロケットや化学燃料ロケット等のように、Ｈ２ＯとＣＯ２とが作動流体の主体となる場合にも、本発明の試験方法を適用できる。また、実際の燃焼温度よりも低い温度域で試験できるので安全に試験でき、また、高温のためこれまで測定が困難であった各種データも容易に得ることができる。
【００３９】
また、この発明の超音速作動流体が通過する構造体の試験装置（請求項５）によれば、実機の運転温度域よりも低い温度域で構造体を通過する作動流体の流動状況を再現できるので、これまでよりも簡便且つ安全にロケットノズルのような高温の超音速作動流体が通過する構造体を評価できる。また、実機の運転温度域よりも低い温度域で試験できるので、これまで各種センサ類による実測が困難であった圧力や温度等も実測できる。さらに、この実験装置は特別な耐熱構造や安全設備を必要とせず、比較的簡単な要素で構成できるので、設備投資も少なくて済む。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の実施の形態に係る試験方法および装置を示す説明図である。
【図２】試験対象のテストモデルであるノズルモデルの一例を示す側面図である。
【図３】各種気体の比熱比κと温度との関係を示した説明図である。
【符号の説明】
１  ノズルモデル
５  センサ
１０  テストセクション
１１  出口
２０  試験用気体収納容器
２５  気化器
３０  ヒーター
３１  球体
３２  加熱器
４０  エジェクタ
４１  スロート部
５０  サイレンサー
６０、６１  バルブ
７０  空気タンク
８０  計測器
８１  圧力計
８２  温度計
【図１】
2004211603.tif 000003
【図２】
2004211603.tif 000004
【図３】
2004211603.tif 000005