(57)【要約】【課題】液体推進薬の一部がガス化した液体・ガス推進薬を固体推進薬の全体にほぼ最適流量で供給することができ、これにより燃焼室内の燃焼温度をほぼ一様にでき、火炎温度を高め、ノズルの特性排気速度とエンジンの比推力を高めることができるハイブリッドロケットエンジンの固体モータとその燃焼方法を提供する。【解決手段】ノズル３を有する中空円筒形の固体モータケース４と、固体モータケース内に軸方向に隙間を隔てて格納された複数のセグメント１ａからなる固体推進薬１と、固体推進薬のノズルと反対側の端面に向けて液体・ガス推進薬２ａを噴射する端面噴射器６と、セグメント間の隙間に液体・ガス推進薬を噴射するギャップ噴射器７とを備え、液体・ガス推進薬と固体推進薬を反応させる。【選択図】　　　図１
2004137956.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ノズル（３）を有する中空円筒形の固体モータケース（４）と、該固体モータケース内に軸方向に隙間を隔てて格納された複数のセグメント（１ａ）からなる固体推進薬（１）と、該固体推進薬のノズルと反対側の端面に向けて液体・ガス推進薬（２ａ）を噴射する端面噴射器（６）と、前記セグメント間の隙間に液体・ガス推進薬を噴射するギャップ噴射器（７）とを備え、液体・ガス推進薬と固体推進薬を反応させる、ことを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの固体モータ。
【請求項２】
前記複数のセグメント（１ａ）は、互い違いに軸方向に貫通するガス通路（１ｂ）を有する、ことを特徴とする請求項１に記載の固体モータ。
【請求項３】
前記複数のセグメント（１ａ）は、同一位置で軸方向に貫通するガス通路（１ｂ）を有する、ことを特徴とする請求項１に記載の固体モータ。
【請求項４】
前記端面噴射器（６）とギャップ噴射器（７）は、液体・ガス推進薬（２ａ）が供給されるチャンバー（６ａ，７ａ）と、該チャンバーと燃焼室とを仕切る隔壁（６ｂ，７ｂ）とからなり、該隔壁には複数の噴射孔（８）又はメッシュが設けられている、ことを特徴とする請求項１に記載の固体モータ。
【請求項５】
ノズル（３）を有する中空円筒形の固体モータケース（４）と、該固体モータケース内に軸方向に隙間を隔てて格納された複数のセグメント（１ａ）からなる固体推進薬（１）と、各セグメントの内面に向けて液体・ガス推進薬（２ａ）を噴射する内面噴射器（９）とを備え、液体・ガス推進薬と固体推進薬を反応させる、ことを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの固体モータ。
【請求項６】
前記内面噴射器（９）は、液体・ガス推進薬（２ａ）が供給されるチャンバー（９ａ）と、該チャンバーから各セグメントの内側に軸方向に延びる円筒管（９ｂ）とからなり、該円筒管には複数の噴射孔（８）が設けられている、ことを特徴とする請求項５に記載の固体モータ。
【請求項７】
ノズル（３）を有する中空円筒形の固体モータケース（４）内に軸方向に隙間を隔てて複数のセグメント（１ａ）からなる固体推進薬（１）を格納し、液体・ガス推進薬（２ａ）を固体推進薬のノズルと反対側の端面と各セグメント間の隙間に分配して噴射し、各セグメントと液体・ガス推進薬をほぼ最適混合比で反応させる、ことを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの燃焼方法。
【請求項８】
ノズル（３）を有する中空円筒形の固体モータケース（４）内に軸方向に隙間を隔てて複数のセグメント（１ａ）からなる固体推進薬（１）を格納し、液体・ガス推進薬（２ａ）を各セグメントの内面に分配して噴射し、各セグメントと液体・ガス推進薬をほぼ最適混合比で反応させる、ことを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの燃焼方法。
【請求項９】
各セグメントの上流側に噴射する液体・ガス推進薬（２ａ）の流量を、全液体推進薬流量／全固体推進薬重量＝１セグメント当たりの液体・ガス推進薬流量／１セグメントの固体推進薬重量となるように分配する、ことを特徴とする請求項７又は８に記載の燃焼方法。
【請求項１０】
各セグメントの着火エネルギーをより上流のセグメントの燃焼ガスを利用する、ことを特徴とする請求項９に記載の燃焼方法。
【請求項１１】
下流側セグメントへの液体・ガス推進薬（２ａ）の噴射タイミングをずらす、ことを特徴とする請求項１０に記載の燃焼方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、液体推進薬と固体推進薬を用いるハイブリッドロケットエンジンに係わり、更に詳しくは、ハイブリッドロケットエンジンの固体モータとその燃焼方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
液体推進薬と固体推進薬を用いるハイブリッドロケットエンジンには、液体推進薬として液体燃料、固体推進薬として固体燃料を用いるものと、逆に固体燃料と液体酸化剤を用いるものとがある。これらのハイブリッドロケットエンジンは、燃料と酸化剤が分離しているため安全性が高く、かつ固体ロケットの利点（安定性、制御性）を併せもつ特徴があり、将来性の高いロケットエンジンとして現在開発が鋭意進められている。
【０００３】
ハイブリッドロケットエンジンは、液体推進薬の供給方式により、ガス押し方式とポンプ方式に大別することができる。ガス押し方式のハイブリッドロケットエンジンは、例えば、特許文献１〜特許文献５、等に開示されている。また、ポンプ方式のハイブリッドロケットエンジンとして、特許文献６、特許文献７が開示されている。更に本発明に関連する特許文献８が開示されている。
【０００４】
【特許文献１】
特許第２６６６８８３号公報
【特許文献２】
特許第２６７３６６３号公報
【特許文献３】
特開平７−１９１２０号公報
【特許文献４】
特開平７−３１０５９４号公報
【特許文献５】
特開平７−３１０５９５号公報
【特許文献６】
特開平８−９３５５７号公報
【特許文献７】
特開平８−９３５５８号公報
【特許文献８】
特開平８−６１１５０号公報
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
ガス押し方式とポンプ方式のいずれの場合でも、図５（Ａ）に例示するように、固体推進薬１はノズル３を備えた固体モータケース４内に格納され、固体推進薬１の最上流から液体推進薬２の一部がガス化した液体・ガス推進薬２ａの全流量を噴射していた。なお、この図は、衝突燃焼式の固体モータを示しており、５は噴射器である。
【０００６】
かかる従来のハイブリッドロケットエンジンでは、液体・ガス推進薬２ａの流量は、全体で固体推進薬量１との比が必要な値となるように設定される。そのため、全体としては最適な混合比であっても、詳細にみると、固体推進薬の上流部と下流部では混合比が異なり、図５（Ｂ）に模式的に示すように、燃焼室内の温度分布は、特に上流部では、液体・ガス推進薬２ａが過剰（酸化剤過剰又は燃料過剰）となり、火炎温度が低くなり、全体の平均燃焼温度が上がらず、性能を下げる要因となっていた。
【０００７】
また、理想的には、燃焼の全ての相において燃焼表面全体に渡って均一に酸化剤を散布し、固体システムの燃焼工程により近似させることを目的とした「ハイブリッドロケットのための噴射装置」［特許文献８］が開示されている。
この装置は、ハイブリッドロケットのための噴射装置において、液体成分は多数の細い管の中を、固体成分の未燃焼部分を横切って流れ、内面燃焼式ポートの燃焼表面に向かって流れ、前記管は固体燃料ブロックの外表面上に端を発し、中心に位置するポートに向かって半径方向に該ポート内へと延長するものである。
【０００８】
しかし、この構造の噴射装置、すなわち固体モータは、固体推進薬に多数の管を形成する必要があるため、固体推進薬１の形状が従来のものと大幅に異なり、その成形が困難であり、かつ内面燃焼式の固体モータにしか適用できない問題点があった。
【０００９】
本発明はかかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、液体推進薬２の一部がガス化した液体・ガス推進薬２ａを固体推進薬１の全体にほぼ最適流量で供給することができ、これにより燃焼室内の燃焼温度をほぼ一様にでき、火炎温度を高め、ノズルの特性排気速度とエンジンの比推力を高めることができるハイブリッドロケットエンジンの固体モータとその燃焼方法を提供することにある。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、ノズル（３）を有する中空円筒形の固体モータケース（４）と、該固体モータケース内に軸方向に隙間を隔てて格納された複数のセグメント（１ａ）からなる固体推進薬（１）と、該固体推進薬のノズルと反対側の端面に向けて液体・ガス推進薬（２ａ）を噴射する端面噴射器（６）と、前記セグメント間の隙間に液体・ガス推進薬を噴射するギャップ噴射器（７）とを備え、液体・ガス推進薬と固体推進薬を反応させる、ことを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの固体モータが提供される。
【００１１】
また、本発明によれば、ノズル（３）を有する中空円筒形の固体モータケース（４）と、該固体モータケース内に軸方向に隙間を隔てて格納された複数のセグメント（１ａ）からなる固体推進薬（１）と、各セグメントの内面に向けて液体・ガス推進薬（２ａ）を噴射する内面噴射器（９）とを備え、液体・ガス推進薬と固体推進薬を反応させる、ことを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの固体モータが提供される。
【００１２】
更に、本発明によれば、ノズル（３）を有する中空円筒形の固体モータケース（４）内に軸方向に隙間を隔てて複数のセグメント（１ａ）からなる固体推進薬（１）を格納し、液体・ガス推進薬（２ａ）を固体推進薬のノズルと反対側の端面と各セグメント間の隙間に分配して噴射し、各セグメントと液体・ガス推進薬をほぼ最適混合比で反応させる、ことを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの燃焼方法が提供される。
【００１３】
上記本発明の装置及び方法によれば、固体推進薬（１）をいくつかのセグメント（１ａ）に分割し、各セグメント毎に上流から最適流量となる液体・ガス推進薬（２ａ）を噴射するので、燃焼室内の燃焼温度をほぼ一様にでき、火炎温度を高い状態で保持できる。従って、火炎温度が高くなることにより、ノズルの特性排気速度（Ｃ＊∝Ｔ００．５）が高くなり、エンジンの比推力（Ｉｓｐ∝Ｃ＊）が高くなる。
これにより性能（比推力）が向上するため、推進薬の量を少なくでき、或いは、このエンジンによるペイロードを多くできる。
また、固体推進薬（１）のセグメント（１ａ）の間隙を広げると、この部分は、予燃焼室として機能するため、液体・ガス推進薬と固体推進薬の混合がスムースに行われる。
【００１４】
本発明の好ましい実施形態によれば、前記複数の固体推進薬（１）は、互い違いに軸方向に貫通するガス通路（１ｂ）を有する。また、前記複数の固体推進薬（１）は同一位置で軸方向に貫通するガス通路（１ｂ）を有してもよい。
更に、前記端面噴射器（６）とギャップ噴射器（７）は、液体・ガス推進薬（２ａ）が供給されるチャンバー（６ａ，７ａ）と、該チャンバーと燃焼室とを仕切る隔壁（６ｂ，７ｂ）とからなり、該隔壁には複数の噴射孔（８）又はメッシュが設けられている。
また、前記内面噴射器（９）は、液体・ガス推進薬（２ａ）が供給されるチャンバー（９ａ）と、該チャンバーから固体推進薬（１）の内側に軸方向に延びる円筒管（９ｂ）とからなり、該円筒管には複数の噴射孔（８）が設けられている。
更に、各固体推進薬（１）の着火エネルギーをより上流の固体推進薬の燃焼ガスを利用する。また、下流側固体推進薬（１）への液体・ガス推進薬（２ａ）の噴射タイミングをずらす、ことが好ましい。
【００１５】
これらの構造及び方法により、下流側のセグメントの着火に上流側の燃焼ガスを利用でき、かつ液体・ガス推進薬（２ａ）と固体推進薬（１）の混合と反応を促進することができる。
【００１６】
本発明の好ましい実施方法によれば、ノズル（３）を有する中空円筒形の固体モータケース（４）内に軸方向に隙間を隔てて複数の固体推進薬（１）を格納し、液体・ガス推進薬（２ａ）を各固体推進薬の内面に分配して噴射し、各固体推進薬と液体・ガス推進薬をほぼ最適混合比で反応させる。
【００１７】
この方法により、火炎温度を高め、ノズルの特性排気速度を高め、エンジンの比推力を高めることができる。
【００１８】
また、各固体推進薬（１）の上流側に噴射する液体・ガス推進薬（２ａ）の流量を、「全液体推進薬流量／全固体推進薬重量＝各固体推進薬毎の液体・ガス推進薬流量／各固体推進薬の重量」となるように分配する、ことが好ましい。
この方法により、火炎温度、ノズルの特性排気速度、エンジンの比推力を最適化することができる。
【００１９】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２０】
図１（Ａ）は、本発明によるハイブリッドロケットエンジンの固体モータの第１実施形態を示す図であり、図１（Ｂ）はその温度分布を示す図である。
図１（Ａ）に示すように、本発明の固体モータ１０は、固体モータケース４、固体推進薬１、端面噴射器６及びギャップ噴射器７を備える。
【００２１】
固体モータケース４は、ノズル３を有する中空円筒形の気密容器である。固体推進薬１は、複数（この例では３つ）のセグメント１ａからなる。各セグメント１ａは、固体モータケース４内に軸方向に隙間を隔てて格納される。セグメント１ａ間の隙間は、この例では衝突噴流式として適した間隔に設定されている。
【００２２】
図２は、図１の部分拡大図であり、（Ａ）は端面噴射器６、（Ｂ）はギャップ噴射器７の拡大図である。図２（Ａ）に示すように、端面噴射器６は、液体・ガス推進薬２ａが供給されるチャンバー６ａと、チャンバー６ａと燃焼室とを仕切る隔壁６ｂとからなる。またこの隔壁６ｂには複数の噴射孔８が設けられている。
この構成により、噴射孔８の直径と全体の開口比率により、固体推進薬１のノズルと反対側の端面に向けて噴射する液体・ガス推進薬２ａの供給・噴射量を調整することができる。
【００２３】
また、図２（Ｂ）に示すように、ギャップ噴射器７は、液体・ガス推進薬２ａが供給されるチャンバー７ａと、チャンバー７ａと燃焼室とを仕切る隔壁７ｂとからなり、この隔壁７ｂに複数の噴射孔８が設けられている。
この構成により、噴射孔８の直径と全体の開口比率により、セグメント１ａ間の各隙間への液体・ガス推進薬２ａの供給・噴射量を調整することができる。
【００２４】
図３は、図２の別の実施形態を示す部分拡大図である。この図において、隔壁７ｂには、メッシュが設けられ、メッシュの開口率とその厚さで液体・ガス推進薬２ａの供給・噴射量を調整するようになっている。また、この構成を端面噴射器６にも適用することができる。
【００２５】
図４は、本発明の別の実施形態を示す図である。この図において、（Ａ）では、複数のセグメント１ａが、同一位置で軸方向に貫通するガス通路１ｂを有する。また、（Ｂ）では、複数のセグメント１ａが、互い違いにまたは同一位置で軸方向に貫通するガス通路１ｂを有している。　これらの構造により、下流側のセグメントの着火に上流側の燃焼ガスを利用でき、かつ液体・ガス推進薬２ａと固体推進薬１の混合と反応を促進することができる。
また、この構成により、下流側セグメントへの液体・ガス推進薬２ａの噴射タイミングをずらすことができ、各セグメントの着火エネルギーをより上流のセグメントの燃焼ガスを利用する、ことができる。
【００２６】
図４（Ｃ）の実施形態では、各セグメント１ａの内面に向けて液体・ガス推進薬２ａを噴射する内面噴射器９を備える。この内面噴射器９は、液体・ガス推進薬２ａが供給されるチャンバー９ａと、チャンバー９ａから各セグメント１ａの内側に軸方向に延びる円筒管９ｂとからなる。また、円筒管には複数の噴射孔８が設けられている。
この構成によっても、噴射孔８の直径と全体の開口比率により、セグメント１ａ間の各隙間への液体・ガス推進薬２ａの供給・噴射量を調整することができる。
【００２７】
上述した図１〜図３及び図４（Ａ）（Ｂ）の固体モータ１０を用い、本発明のハイブリッドロケットエンジンの燃焼方法では、ノズル３を有する中空円筒形の固体モータケース４内に軸方向に隙間を隔てて複数のセグメント１ａからなる固体推進薬１を格納し、液体・ガス推進薬２ａを固体推進薬のノズルと反対側の端面と各セグメント間の隙間に分配して噴射し、各セグメントと液体・ガス推進薬をほぼ最適混合比で反応させる。
【００２８】
この場合の燃焼方式は、衝突噴流式であり、各セグメント１ａの端面での反応ガスが互いに衝突しながら、ガス通路１ｂを通ってノズル３から外部に噴射され、推力を得る。
【００２９】
この燃焼方法において、各セグメントの上流側に噴射する液体・ガス推進薬２ａの流量を、「全液体推進薬流量／全固体推進薬重量＝１セグメント当たりの液体・ガス推進薬流量／１セグメントの固体推進薬重量」となるように分配する。すなわち、図１の例で、固体推進薬１を３等分して３つのセグメント１ａとした場合、液体・ガス推進薬２ａも３等分してそれぞれの上流側に供給する。
【００３０】
上述した本発明の装置及び方法によれば、固体推進薬１をいくつかのセグメント１ａに分割し、各セグメント毎に上流から最適流量となる液体・ガス推進薬２ａを噴射するので、燃焼室内の燃焼温度をほぼ一様にでき、図１（Ｂ）に示すように、火炎温度を高い状態で保持できる。従って、火炎温度が高くなることにより、ノズルの特性排気速度（Ｃ＊∝Ｔ００．５）が高くなり、エンジンの比推力（Ｉｓｐ∝Ｃ＊）が高くなる。また、これにより性能（比推力）が向上するため、推進薬の量を少なくでき、或いは、このエンジンによるペイロードを多くできる。
【００３１】
また、図４（Ｃ）の固体モータ１０を用い、本発明の燃焼方法では、ノズル３を有する中空円筒形の固体モータケース４内に軸方向に隙間を隔てて複数のセグメント１ａからなる固体推進薬１を格納し、液体・ガス推進薬２ａを各セグメントの内面に分配して噴射し、各セグメントと液体・ガス推進薬をほぼ最適混合比で反応させる。その他の方法は、図１〜図３及び図４（Ａ）（Ｂ）の場合と同様である。
【００３２】
この場合の燃焼方式は、内面燃焼式であり、各セグメント１ａの内面での反応ガスが、ガス通路１ｂを通ってノズル３から外部に噴射され推力を得ることができる。また、この方法によっても、各セグメント毎に上流から最適流量となる液体・ガス推進薬２ａを噴射するので、燃焼室内の燃焼温度をほぼ一様にでき、図１（Ｂ）と同様に、火炎温度を高い状態で保持できる。
【００３３】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更できることは勿論である。
【００３４】
【発明の効果】
上述したように、本発明は以下の特徴を有する。
１．固体推進薬をセグメントに分割し、各セグメント毎に適正な液体・ガス推進薬を供給することにより、燃焼温度を高くでき、性能（比推力）が向上する。
２．液体・ガス噴射部分の空間は予燃焼室として働き、液体・ガス推進薬と固体推進薬の混合がスムースに行われる。
３．性能（比推力）が向上するため、推進薬の量を少なくできる。または、このエンジンによるペイロードを多くできる。
【００３５】
従って、本発明のハイブリッドロケットエンジンの固体モータとその燃焼方法は、液体推進薬の一部がガス化した液体・ガス推進薬を固体推進薬の全体にほぼ最適流量で供給することができ、これにより燃焼室内の燃焼温度をほぼ一様にでき、火炎温度を高め、ノズルの特性排気速度とエンジンの比推力を高めることができる、等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるハイブリッドロケットエンジンの固体モータの第１実施形態を示す図である。
【図２】図１の部分拡大図である。
【図３】図２の別の実施形態を示す部分拡大図である。
【図４】本発明の別の実施形態を示す図である。
【図５】従来の固体モータの模式図である。
【符号の説明】
１　固体推進薬、１ａ　セグメント、１ｂ　ガス通路、
２　液体推進薬、２ａ　液体・ガス推進薬、３　ノズル、
４　固体モータケース、５　噴射器、６　端面噴射器、
７　ギャップ噴射器、８　噴射孔、
６ａ，７ａ　チャンバー、
６ｂ，７ｂ　隔壁、
９　内面噴射器、９ａ　チャンバー、９ｂ　円筒管、
【図１】
2004137956.tif 000003
【図２】
2004137956.tif 000004
【図３】
2004137956.tif 000005
【図４】
2004137956.tif 000006
【図５】
2004137956.tif 000007