(57)【要約】【課題】燃料が取り扱い易く安価であり、燃焼室に特殊な冷却構造が不要でコスト低減が図れるロケットエンジンを提供する。【解決手段】推進薬と酸化剤が推力室１０内に供給されるロケットエンジン１であり、このロケットエンジン１には、推進薬として液化天然ガス４１が用いられ、推力室１０の燃焼室１２の内面側にはアブレータ３１を有しており、燃焼室１２はアブレータ燃焼室となっている。アブレータ３１は、高温で吸熱分解して熱絶縁性をもつ分解ガス層を形成して、燃焼室１２内に形成されている燃焼ガス３５に対面する高温部分を冷却する。燃焼室１２内には、液化天然ガス４１がフィルム冷却３３を形成することで、燃焼室１２の冷却をする。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
推進薬と酸化剤が推力室内に供給されるロケットエンジンにおいて、
上記推進薬として液化天然ガスが用いられ、上記推力室の燃焼室内には、アブレータを有していることを特徴とするロケットエンジン。
【請求項２】
上記アブレータは、上記燃焼室のメタル外筒の内部に形成されていることを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項３】
上記液化天然ガスを上記推力室の上記燃焼室に配管を通じて送るためのポンプを有しており、上記配管は、上記推力室の外周部分には迂回せずに上記燃焼室に接続されていることを特徴とする請求項１又は２に記載のロケットエンジン。
【請求項４】
上記液化天然ガスは、その一部が上記燃焼室の内面に沿って供給されて上記燃焼室をフィルム冷却することを特徴とする請求項３に記載のロケットエンジン。
【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関し、特に液化天然ガスを推進薬として使用ししかも燃焼室には特殊な冷却構造部分が不要なロケットエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ロケットの上段として使用されるエンジンとしては、高い信頼性が要求されるために、推進薬としては液体水素を用いた再生冷却式のロケットエンジンが主流となっている。（例えば、非特許文献１参照）。
図４は、従来の再生冷却式のロケットエンジンを示しており、図５は、従来の再生冷却式の燃焼室を示している。図６は、図５のＡ−Ａ線における断面構造を示している。
【０００３】
図４に示すように、再生冷却式のロケットエンジンでは、液体水素と酸化剤が、それぞれポンプ５０，５１の駆動により配管５５，５６を通じて、スラストチャンバ５２の燃焼室５３に供給される。液体水素が燃焼室５３に供給される際には、スラストチャンバ５２の外側に沿って迂回して設置された配管５５を通すことにより、液体水素はスラストチャンバ５２の輻射熱を受けてガス化した状態で燃焼室５３内に送られる。
【０００４】
図５に示すスラストチャンバ５２の燃焼室５３には、図６に示すように冷却剤流路５４が燃焼室５３の壁部分に設けられている。この冷却流路５４は、図４の配管５５として機能し、ここから送られてくる液体水素は、冷却推薬として燃焼室５３を冷却することとなる。
【非特許文献１】社団法人日本航空宇宙学会編  『第２版  航空宇宙工学便覧』丸善株式会社、平成４年９月３０日、  ｐ．９２５
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところが、このような構造を採用している再生冷却式のエンジンでは、使用される液体水素は、性能が高いものの−２５３．１６℃（２０Ｋ）程度の極低温推進薬であるために、液体水素の取り扱いが非常に難しく、液体水素の生成コストが高い。
また、再生冷却式の燃焼室の内部には、上述のように機械加工により複雑な冷却剤流路５４を形成する必要があるので、燃焼室は特殊な冷却構造を備える複雑な構造体にしなくてはならず、燃焼室を含む推力室の開発コストと製造コストが高くなってしまっていた。
【０００６】
そこで本発明は、上記従来の課題に着目して成されたものであって、燃料が取り扱い易く安価であり、燃焼室には特殊な冷却構造が不要でコスト低減が図れるロケットエンジンを提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明のロケットエンジンは、推進薬と酸化剤が推力室内に供給されるロケットエンジンにおいて、上記推進薬として液化天然ガスが用いられ、上記推力室の燃焼室には、アブレータを有していることを特徴とする。この場合には、液化天然ガスは従来の液体水素に比べて取り扱い易く安価であり、燃焼室に特殊な冷却構造が不要であるのでコスト低減を図ることができる。
【０００８】
本発明のロケットエンジンは、好ましくは上記アブレータは、上記燃焼室のメタル外筒の内部に形成されていることを特徴としている。この場合には、アブレータが固体の昇華（気化）により高温で吸熱分解して熱絶縁性をもつ分解ガス層を形成して、燃焼室内に形成されている液化天然ガスの燃焼ガスに対面する高温部分を冷却することにより、燃焼室内を確実に冷却できる。
【０００９】
本発明のロケットエンジンは、好ましくは上記液化天然ガスを上記推力室の上記燃焼室に配管を通じて送るためのポンプを有しており、上記配管は、上記推力室の外周部分には迂回せずに上記燃焼室に接続されていることを特徴としている。この場合には、液化天然ガスは迂回した配管を通さずに直接推力室の燃焼室に送れるので、液化天然ガスの供給系の構造が簡単化でき、ロケットエンジンの小型化が図れる。
【００１０】
本発明のロケットエンジンは、好ましくは上記液化天然ガスは、その一部が上記燃焼室の内面に沿って供給されて上記燃焼室をフィルム冷却することを特徴としている。この場合には、アブレータにより推力室の燃焼室の冷却を行うとともに、液化天然ガスを利用して推力室の燃焼室の冷却が確実に行える。
【発明の効果】
【００１１】
本発明のロケットエンジンによれば、燃料が取り扱い易く安価であり、燃焼室に特殊な冷却構造が不要でコスト低減を図ることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
以下、本発明を実施例により更に詳細に説明するが、本発明は以下の実施例に限定されるものではない。
図１は、本発明のロケットエンジンの好ましい実施例を示している。図１のロケットエンジン１は、例えばロケットの上段のエンジンとして用いられ、アブレータ冷却式液化天然ガスエンジンである。
【００１３】
図１に示すように、ロケットエンジン１は、燃料（推進薬）として液化天然ガス（ＬＮＧ）４１を用いる液体ロケットエンジンである。ロケットエンジン１は、液化天然ガス４１と酸化剤４２を、推力室であるスラストチャンバ１０の燃焼室１２に供給して、高圧で燃焼させ、燃焼ガスをノズル１３から噴出させて推力を得る。
【００１４】
このロケットエンジン１は、燃料が取り扱い易く安価であり、燃焼室１２に特殊な冷却構造が不要でコスト低減を図ることができるエンジンである。図１のロケットエンジン１は、燃料タンク２、酸化剤タンク３、供給系４０、そしてスラストチャンバ（推力室）１０を有している。
【００１５】
図１の燃料タンク２は、推進薬として液化天然ガス４１を貯蔵している。この液化天然ガス４１は、メタンを主成分とする天然ガスを冷却圧縮して液化したものであり液化メタンガス（ＬＭＧ）ともいい、温度は−１５０℃から−１６０℃である。
【００１６】
通常の燃料として用いられている液体水素は、性能が高いものの、極めて低い温度状態でだけ液体状態を保っている極低温推進薬であるために、液体水素の取り扱いが非常に難しい。液体水素をガス化するためには、液体水素の配管をスラストチャンバの外形部分に沿って設置して、液体水素に対してスラストチャンバからの輻射熱を与えて液体水素をガス化する構成が一般的である。液体水素の貯蔵にはタンクの断熱に注意して蒸発損失を少なくする必要がある。そして、液体水素の生成コストが高い。
【００１７】
これに対して、本発明の実施例で用いられる液化天然ガスは、液体水素に比べて性能は落ちるものの取り扱い温度が高いので、液化天然ガスは配管を通じて燃焼室内に直接供給することができ、取り扱い易い。しかも、液化天然ガスは、一般的に都市ガス等で使用されていることから安価である。
【００１８】
図１の酸化剤タンク３は、酸化剤４２を貯蔵している。酸化剤４２としては例えば液体酸素（ＬＯＸ）を採用できる。燃料タンク２内の液化天然ガス４１と、酸化剤タンク３内の酸化剤４２は、次に説明する燃料供給系４０により、スラストチャンバ１０の燃焼室１２側に供給される。
【００１９】
図１に示す燃料供給系４０について説明する。
この燃料供給系４０は、燃料タンク２と酸化剤タンク３と、スラストチャンバ１０との間に配置されている。
図１の燃料供給系４０は、燃料供給ポンプ４、酸化剤供給ポンプ５、タービン６，７、ガス発生器８、配管２０，２１，２２，２３，２４，２５，２６，２７、そしてタービン排気管２８を有している。
【００２０】
燃料供給ポンプ４とタービン６はシャフト６Ｓにより連結されており、酸化剤供給ポンプ５とタービン７はシャフト７Ｓにより連結されている。燃料供給ポンプ４とタービン６とシャフト６Ｓは、推進薬供給ポンプである燃料ターボポンプ（ＦＴＰ）を構成しており、酸化剤供給ポンプ５とタービン７とシャフト７Ｓは、酸化剤供給ポンプである酸化剤ターボポンプ（ＯＴＰ）を構成している。
【００２１】
図１では、配管２０は燃料供給ポンプ４とガス発生器８を接続しており、配管２１は酸化剤供給ポンプ５とガス発生器８を接続している。
配管２２は、燃料供給ポンプ４とスラストチャンバ１０の噴射器１１を直接的に、好ましくはできる限り短い長さになるように接続している。液化天然ガス４１を供給するための配管２２は、従来のロケットエンジンの配管とは異なり、スラストチャンバ１０の外形部分に沿って配置する必要がない。すなわち、配管２２の一端部２２Ｂは燃料供給ポンプに接続され、配管２２の一端部２２Ｃは噴射器１１に接続され、配管２２の途中部分２２Ｄはスラストチャンバ１０の外形部分に沿わせて配置する必要がない。
【００２２】
配管２３は、同様にして酸化剤供給ポンプ５とスラストチャンバ１０の噴射器１１を直接的に、好ましくはできる限り短い長さになるように接続している。
配管２２は、従来に比べて短くすることができるので、供給系４０の構造を簡単化でき、ロケットエンジン１の小型化が図れることになる。
配管２４はガス発生器８とタービン６の間に配置され、配管２６，２７は、タービン６，７とタービン排気管２８の間に配置されている。タービン排気管２８の末端部は、ノズル１３の中に挿入されている。
【００２３】
図１の燃料タンク２内の液化天然ガス４１が、燃料供給ポンプ４と配管２０を通じてガス発生器８に供給され、酸化剤タンク３内の酸化剤４２が、酸化剤供給ポンプ５と配管２１を通じてガス発生器８に供給される。
図１のガス発生器８は、タービン６，７を回転駆動するために、液化天然ガス４１と酸化剤４２の噴射ガスをタービン６，７に対して発生させるものである。
ガス発生器８が、配管２０，２１を介してタービン６，７に対して噴射ガスを噴射すると、タービン６，７はそれぞれ矢印方向に沿って回転するので、燃料供給ポンプ４と酸化剤供給ポンプ５が作動する。
【００２４】
図１の燃料供給ポンプ４が作動すると、燃料タンク２内の液化天然ガス４１が配管２２を通じて噴射器１１側に直接供給されるとともに、酸化剤供給ポンプ５が作動すると、酸化剤タンク３内の酸化剤４２が配管２３を通じて噴射器１１側に直接供給されるようになっている。
なお、ガス発生器８が、配管２０，２１を介してタービン６，７に対して供給された噴射ガスは、配管２６，２７と、タービン排気管２８を介して、スラストチャンバ１０のノズル１３内に供給されることにより、この噴射ガス４４は燃料として有効利用される。
【００２５】
次に、図１に示すスラストチャンバ１０の構造例について説明する。
スラストチャンバ（推力室）１０は、内部にアブレータを有する、いわゆるアブレータ推力室であり、スラストチャンバ１０は図示例では釣鐘型である。スラストチャンバ１０は、噴射器１１、燃焼室１２、そしてノズル１３を有している。
図１は、噴射器１１と燃焼室１２とノズル１３の外観を示しているが、図２は、図１の燃焼室１２とノズル１３の部分Ｘにおける断面構造例を示している。図３は、燃焼室１２とノズル１３のの軸方向に沿った断面構造例を示している。
【００２６】
図１〜図３に示すように、燃焼室１２とラッパ型のノズル１３は、連続して形成されており、スラストチャンバ１０の途中には、スロート部分４６が形成されている。
図１に示すように、この実施例では、一例として燃焼室１２の軸方向に関する範囲は、符号Ｈで示しており、ノズル１３の軸方向に関する範囲は、符号Ｍで示している。噴射器１１は燃焼室１２の端部に配置されている。
【００２７】
図２と図３に示すスラストチャンバ１０は、メタル外筒３０を有している。燃焼室１２のメタル外筒３０の内面側には、アブレータ３１が形成されている。アブレータ３１は、図２と図３に示す例では、好ましくは燃焼室１２の内部に形成されている。この燃焼室１２は、アブレータ燃焼室とも呼ぶことができ、図３に示すように燃焼室１２内には、液化天然ガス４１の燃焼ガス３５が形成される。
【００２８】
メタル外筒３０の材質としては、軽量化するために強度／比重の値が大きい材料、例えばステンレス鋼、コバルト系合金、ニッケル系合金等が採用できる。
【００２９】
このメタル外筒３０の内面を被覆するように形成されるアブレータ３１としては、固体の昇華（気化）により高温で吸熱分解して熱絶縁性をもつ分解ガス層を形成するアブレーション材料、例えば黒鉛、シリカ、樹脂、ＧＦＲＰ（ガラス繊維強化プラスチック）等を採用することができる。
【００３０】
図３に示す噴射器１１は、図１に示す供給系４０において加圧されて送られてくる液化天然ガス４１と酸化剤４２を、燃焼室１２内に噴射する。この場合に、液化天然ガス４１は、好ましくは図３に示すように、噴射器１１を用いて燃焼室１２内にフィルム冷却３３として噴射される。
このフィルム冷却３３は、液化天然ガス４１を冷却用媒体として用いて、燃焼室１２内の燃焼ガス３５の周囲部分を積極的に冷却する。これにより、燃焼室１２内には、冷却用流体を流すための複雑な特別の冷却構造部分を設ける必要がないので、燃焼室１２の製造コストの削減と軽量化、あるいは燃焼室１２を含むスラストチャンバ１０の製造コストを削減と軽量化を図ることができる。
【００３１】
次に、上述した構成のロケットエンジン１の動作例を説明する。
図１の燃料タンク２内の液化天然ガス４１が、燃料供給ポンプ４と配管２０を通じてガス発生器８に供給され、酸化剤タンク３内の酸化剤４２が、酸化剤供給ポンプ５と配管２１を通じてガス発生器８に供給される。
図１のガス発生器８は、液化天然ガス４１と酸化剤４２の噴射ガスを、タービン６，７に供給するので、タービン６，７は矢印方向に回転駆動して、燃料供給ポンプ４と酸化剤供給ポンプ５が作動する。
【００３２】
図１の燃料供給ポンプ４が作動すると、燃料タンク２内の液化天然ガス４１が配管２２を通じて噴射器１１側に直接供給され、酸化剤供給ポンプ５が作動すると、酸化剤タンク３内の酸化剤４２が配管２３を通じて噴射器１１側に直接供給される。
このガス発生器８が、配管２０，２１を介してタービン６，７に対して供給された噴射ガスは、配管２６，２７と、タービン排気管２８を介して、スラストチャンバ１０のノズル１３内に供給されることにより、この噴射ガス４４は燃料として有効利用される。
【００３３】
図３に示す噴射器１１は、図１に示す供給系４０において加圧されてくる液化天然ガス４１と酸化剤４２を、燃焼室１２内に噴射する。液化天然ガスと酸化剤は、液状態で燃焼室１２内に噴射されるが、液化天然ガスと酸化剤は、蒸発後、混合して気相で燃焼反応を生じる。
この場合に、液化天然ガス４１の一部は、好ましくは図３に示すように、燃焼室１２内にフィルム冷却３３として噴射される。このフィルム冷却３３は、液化天然ガス４１と酸化剤４２を冷却用媒体として用いることで、燃焼室１２内の燃焼ガス３５の周囲部分が積極的に冷却できる。
【００３４】
図２に例示するように、メタル外筒３０の内面を被覆するように形成されているアブレータ３１は、固体の昇華（気化）により高温で吸熱分解して熱絶縁性をもつ分解ガス層を形成して、燃焼室１２内に形成されている燃焼ガス３５に対面する高温部分を冷却することができる。図２は、複数の矢印３９により、アブレータ３１が固体の昇華により分解ガスを放出している様子を示している。アブレータ３１は、推進性能に影響を与えない程度で肉厚が減少する。
【００３５】
以上説明したように、本発明の好ましい実施例のロケットエンジンでは、燃料としては液化天然ガスを使用しており、従来の液体水素に比べて使用する際の温度が高くて燃料が取り扱い易くしかも安価である。また、本発明のロケットエンジンの好ましい実施例では、燃焼室１２内にはアブレータ３１を有しており、燃焼室１２は従来必要であった特殊な冷却構造が不要であるので、スラストチャンバ１０あるいは燃焼室１２を製造する際のコストが低減できる
【００３６】
本発明の好ましい実施例のロケットエンジンは、好ましくはアブレータ３１は、燃焼室１２のメタル外筒３０の内部に形成されている。この場合には、アブレータ３１が固体の昇華（気化）により高温で吸熱分解して熱絶縁性をもつ分解ガス層を形成して、燃焼室１２内に形成されている燃焼ガス３５に対面する高温部分を冷却することにより、燃焼室１２内を確実に冷却できる。
【００３７】
本発明のロケットエンジンは、好ましくは液化天然ガス４１を推力室１０の燃焼室１２に配管を通じて送るための燃料供給ポンプ４を有しており、配管２２は、推力室１０の外周部分には迂回せずに燃焼室１２に接続されている。この場合には、液化天然ガス４１は、液体水素に比べて温度が高いのでガス化しやすく、液化天然ガス４１は迂回した配管を通さずに直接推力室１０の燃焼室１２に送れるので、液化天然ガス４１の供給系４０の構造が簡単化でき、ロケットエンジン１の小型化が図れる。
【００３８】
本発明のロケットエンジンは、好ましくは液化天然ガス４１の一部は、推力室１０の燃焼室１２の内側の壁面に沿って供給されて燃焼室１２内を、フィルム冷却３３として流すことで冷却する。この場合には、アブレータ３１により燃焼室１２の内壁面の冷却を行うとともに、液化天然ガス４１を利用して燃焼室１２の内壁面付近の冷却が確実に行える。これにより、燃焼室１２の冷却効果を更に高めて、ロケットエンジン１の冷却性能の向上が図れる。
【００３９】
ところで、本発明は上記実施例に限定されず、特許請求の範囲を逸脱しない範囲で種々の変形例が考えられる。
例えば、図１の例では、供給系４０は、ガス発生器８を有していて、ガス発生器８が発生するガスによりタービン６，７を回転することで、燃料ポンプ４，５が、液化天然ガス４１と酸化剤４２を、燃焼室１２に対して供給している。
【００４０】
しかしこれに限らず、ガス発生器８は用いないで、噴射器１１側から気化燃料をタービン６，７に戻すことによりタービン６，７を回転することで、燃料ポンプ４，５が、液化天然ガス４１と酸化剤４２を、燃焼室１２に対して供給するようにしても良い。
また、ガス発生器８は用いないで、燃焼室１２側から燃焼室内の燃焼ガスの一部をタービン６，７側に戻してタービン６，７を回転することで、燃料ポンプ４，５が、液化天然ガス４１と酸化剤４２を、燃焼室１２に対して供給するようにしても良い。
【００４１】
図１〜図３の例では、アブレータ３１は、燃焼室１２のメタル外筒３０内に形成されている。しかし、アブレータ３１は、燃焼室１２のメタル外筒３０内と、この燃焼室１２に連続するノズル１３のメタル外筒３０内にかけて形成されていても良い。いずれにしても、アブレータ３１は、燃焼室１２内に形成される図３に示す燃焼ガス３５の周囲に相当する部分に、少なくとも形成されていれば良い。
【００４２】
また、アブレータ３１は、燃焼室１２のメタル外筒３０内のみ、燃焼室１２のメタル外筒３０内とノズル１３ののメタル外筒３０内の一部、そして燃焼室１２のメタル外筒３０内とノズル１３のメタル外筒３０内の全部にわたって形成してあっても良い。
図１では、一例として燃焼室１２の範囲を符号Ｈで示し、ノズル１３の範囲を符号Ｍで示しているが、燃焼室の範囲とノズルの範囲は、図示例に限定されるものではなく、任意に選択できる。本発明の実施例のロケットエンジンは、ロケットの上段に限らず、中段や下段に用いても良い。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】本発明のロケットエンジンの好ましい実施例の構成を示す図である。
【図２】図１のロケットエンジンの推力室の部分Ｘの構成例を示す断面図である。
【図３】図１のロケットエンジンの推力室の燃焼室とノズルと、燃焼室内の燃焼ガスを示す図である。
【図４】従来の再生冷却式のロケットエンジンを示す図である。
【図５】従来の再生冷却式の燃焼室を示す図である。
【図６】図５のＡ−Ａ線における燃焼室の断面構造を示す図である。
【符号の説明】
【００４４】
１    ロケットエンジン
２    燃料タンク
３    酸化剤タンク
４    燃料供給ポンプ
５    酸化剤供給ポンプ
６    タービン
７    タービン
８    ガス発生器
１０  スラストチャンバ（推力室）
１１  噴射器
１２  燃焼室（アブレータ燃焼室）
１３  ノズル
２０  配管
２１  配管
２２  配管
２３  配管
２４  配管
２６  配管
２７  配管
２８  タービン排気管
３０  メタル外筒
３１  アブレータ
３３  フィルム冷却
３５  燃焼ガス
４０  供給系
４１  液化天然ガス（燃料）
４２  酸化剤
４４  噴射ガス
４６  スロート部分
５０  ポンプ
５１  ポンプ
５２  スラストチャンバ
５３  燃焼室
５４  冷却剤流路
５５  配管
５６  配管
【図１】
2007239473.tif 000003
【図２】
2007239473.tif 000004
【図３】
2007239473.tif 000005
【図４】
2007239473.tif 000006
【図５】
2007239473.tif 000007
【図６】
2007239473.tif 000008