(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットエンジンにおける推進剤を供給する回転式ポンプを有するポンプシステムにおいて、前記回転式ポンプに流入する推進剤を該推進剤より低温の当該ポンプシステムで扱う他の流体との熱交換によって冷却することにより、前記回転ポンプにおけるキャビテーションの発生を抑制するようにしたことを特徴とするキャビテーション抑制ポンプシステム。
【請求項２】
前記他の流体として液体ロケットエンジンの前記推進剤より低温の他の推進剤を用いたことを特徴とする請求項１に記載のキャビテーション抑制ポンプシステム。
【請求項３】
前記他の流体として液体ロケットエンジンの冷却剤を用いたことを特徴とする請求項１に記載のキャビテーション抑制ポンプシステム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、低温熱源を有するシステムにおけるキャビテーション抑制技術、特に、ロケットエンジンへの推進剤供給のための回転式ポンプにおけるキャビテーション抑制に大きな効果が得られるキャビテーション抑制ポンプシステムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
回転式ポンプの入口では、高速で回転する羽根の裏面では圧力が低下し、場合によっては、局所的に飽和蒸気圧以下になり気泡を生じる。この現象をキャビテーションと称する。そして、このキャビテーションの発生時には、ポンプ吸い込み流量やポンプ出口圧が低下し、同時にポンプの振動が増大してポンプを破壊する場合もある。
従来．このキャビテーション現象の発生を避けるために、
１．ポンプ入口圧力を上げる、
２．ポンプ回転数を抑制してポンプ入口での圧力低下を抑える、
３．ポンプ入口外径を小さくする
等の方策が講じられてきた。
【０００３】
ロケットエンジンの場合、ペイロードを大きくするために、該ロケットエンジンに推進剤を供給するポンプシステムの小型・軽量化をはじめとして、ロケットエンジン全体の小型化・軽量化が求められ、そのためには、ポンプの回転数を上げてポンプ達成圧力を高め、ロケットエンジン作動圧力を高めることが要求される。しかしながら、上記１〜３の方策では、キャビテーションは抑制できても、ポンプ性能が抑えられ、高い性能を発揮することができない問題点があり、上記要求は満たすことはできなかった。即ち、１の方策では、推進剤タンクの圧力を上げなければならず、それに対応してタンクの肉厚を厚くする必要があり、タンク重量を増やす結果となる。また、２〜３の方策では、ポンプ性能が抑えられ、ロケットエンジンの作動圧力を上げることができず、比推力を上昇させることができない等の問題点があった。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は、そのような状況に鑑みてなされたもので、回転式ポンプ(インデューサを有する場合には、これを含むポンプ全体)において、ポンプ性能を維持しつつ、簡単な構成によりキャビテーションの発生を抑制することを目的とし、それによりロケットエンジンの推進剤供給システムを改善してロケットエンジン全体のより軽量化・小型化を図ろうとするものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明は、ポンプシステムにおいて、ポンプに流入する流体の温度を下げて、該流体の飽和蒸気圧を下げることにより、流体の圧力低下の余裕度を大きくし、キャビテーションの発生を抑制するようにしたものである。
そして、本発明は、ポンプシステムに存在する低温源を利用し、この低温源により、ポンプに流入する流体と熱交換することにより、流入する流体の温度を下げてキャビテーションの発生を抑制するようにしたものである。液体ロケットエンジンの場合、低温熱源としては、一方の推進剤よりも低温の他の推進剤あるいは冷却材を採用することができる。
【０００６】
【発明の実施の形態】
本発明によるポンプシステムの一つの実施形態として、液体ロケットエンジンに適用したものを例に挙げて、図面に基づいて、以下に説明する。
液体ロケットエンジンにおいては、燃料となる推進剤、或いは冷却のための冷却剤として、液体酸素、及び液体酸素より低温の液体水素を用いることが多い。本実施形態では、この液体ロケットエンジンにおいて、液体酸素より低温の液体水素を、低温源として利用することにより、液体酸素ポンプ入り口での液体酸素の温度を降下させ、該液体酸素の飽和蒸気圧を低減し、キャビテーションの発生を防止するようにしたものである。
【０００７】
図１は、本発明によるポンプシステムを、液体ロケットエンジンの推進剤供給システムに適用した一実施形態の構成を示す概念図である。
図において、Ａは推進剤で、Ｂは低温源となる他の推進剤で、このシステムでは、推進剤Ｂの温度は、推進剤Ａの温度より低温であり、推進剤Ａを冷やす低温源として利用するものである。例えば、前記したように、推進剤Ａが液体酸素であり、推進剤Ｂは液体水素の場合である。そして、１は推進剤Ａ用のポンプ、２は熱交換器、３は推進剤Ａを貯留するタンクである。４は低温源となる推進剤Ｂ用のポンプで、図示してない推進剤Ｂ用のタンクから推進剤Ｂを供給する。５はロケットエンジン燃焼器、６はロケットエンジンノズルである。
【０００８】
ポンプ４により、推進剤Ｂを熱交換器２中に送出し、その後、ロケットエンジン燃焼器５中に噴射する。タンク３に貯留された推進剤Ａは、ポンプ１に流入する直前に、熱交換器２で低温源となる推進剤Ｂと熱交換され、流体温度が下げられる。このときの流入時の推進剤Ａの流体速度は小さいので、熱交換器２内での圧力損失は僅かであるし、熱交換による温度低下は、圧力損失による圧力低下の弊害を上回る効果を奏することとなる。その結果、後述するように、ポンプ１内でのキャビテーション発生が抑制される。その後、推進剤Ａ及び推進剤Ｂは、共にロケットエンジン燃焼器５に供給される。
【０００９】
図２は、本発明によるポンプシステムを、液体ロケットエンジンの推進剤供給システムに適用した他の実施形態の構成を示す概念図であり、前記実施形態と相違する点のみ説明する。
本実施形態においては、Ａは推進剤で、Ｃはエンジンノズルを冷却するための低温源となる冷却剤、Ｄは推進剤Ａ以外の推進剤である。このシステムでは、推進剤Ａより低温の流体を冷却剤Ｃとして用い、それを低温源として利用して推進剤Ａを冷却するものである。例えば、推進剤Ａが液体酸素である場合、冷却剤Ｃは、液体酸素よりも低温の液体水素を用いる。また、推進剤Ａが、液体水素である場合には、冷却剤Ｃは、液体水素よりも低温の、例えば、スラッシュ水素を用いる。
【００１０】
なお、前記実施形態では推進剤Ａ用のポンプにおけるキャビテーションの発生を阻止する構成について説明してきたが、本実施形態のように複数の推進剤を燃焼させるタイプのロケットエンジンについては、推進剤Ａと同様に、他の推進剤Ｄの温度も、冷却剤Ｃによって降下させ、推進剤Ｄ用のポンプ（図示せず。）におけるキャビテーションの発生も抑制できることは云うまでもない。例えば、推進剤Ｄが液化メタンである場合に、冷却剤Ｃとして液体水素を用いて推進剤Ｄの温度を下げることができる。
【００１１】
図３は、前記図１に示す実施形態における液体酸素温度を、液体水素を用いて熱交換させて降下させた場合の、酸素／水素流量割合と液体酸素の温度の関係を示す図である。
縦軸に、熱交換後の液体酸素温度（Ｋ）、横軸に、液体水素流量と液体酸素流量との比をとったものである。  ここで、熱交換前の液体酸素は、温度９０°Ｋ、圧力４００Ｐａで、熱交換前の液体水素は、温度５０°Ｋ、圧力１０ＭＰａである。また、熱交換後の両流体の温度は等しい。その結果、液体水素・液体酸素ロケットにおける代表的な推進剤流量割合（液体水素流量／液体酸素流量）である０.１６の場合、そのときの熱交換後の液体酸素温度は、約６５°Ｋまで低下していることが分かる。
【００１２】
図４は、図３に示したような温度降下が得られたときの液体酸素の飽和蒸気圧を示す図である。
縦軸に、熱交換後の液体酸素の飽和蒸気圧（ｋＰａ）、横軸に、水素流量と液体酸素流量との比をとったものである。図に示すように、熱交換を行うことにより液体酸素の飽和蒸気圧は大きく低下しており、キャビテーションの発生の可能性が大幅に減少していることがわかる。
【００１３】
一般に、入口圧から飽和蒸気圧を減じ、その圧力を水柱の高さで表した値を有効吸込み水頭と称し、次式で表される。
有効吸込み水頭＝（ポンプ入口圧−飽和蒸気圧）／ポンプ入口で
の流体密度／重力加速度
この値は、流体の蒸発点までの余裕を表し、値が大きいほどキャビテーションの発生までの余裕度が大きいことを表す。
【００１４】
図５は、図３に示すような液体酸素の温度低下があった場合の有効吸込み水頭を示す図である。
縦軸に、熱交換後の液体酸素の有効吸込み水頭（ｍ）、横軸に、液体水素流量／液体酸素流量をとったものである。この線図に示すように、従来のように熱交換器を用いていない場合、この有効吸込み水頭は、２７ｍである。それに対して、本発明の実施形態の場合、推進剤流量割合（水素流量／酸素流量）＝０.１６の条件では、有効吸込み水頭は、３２.２ｍとなり、吸込み性能は、約２０％向上することが期待できる。
【００１５】
一方、有効吸込み水頭が、熱交換を行わない場合と同じ２７ｍであるとすると、推進剤流量割合（水素流量／酸素流量）＝０.１６の条件での必要なポンプ入口圧力は、熱交換により低下した液体酸素温度６５°Ｋの状態では、約３００ｋＰａに低下することになる。
すなわち、本発明に係るポンプシステムにより、ポンプ入口温度を下げることで、推進剤タンク内圧を下げられることがわかる。その結果、推進剤タンクの肉厚を薄くして軽量化することが可能となる。
また、上記の有効吸込み水頭を表す式からわかるように、熱交換を行わない状態での有効吸込み水頭が小さいポンプほど、すなわち当初のポンプ入口圧と、飽和蒸気圧との差が小さいポンプほど、ポンプ入口での飽和蒸気圧低下の効果が大きく現れることがわかる。
【００１６】
【発明の効果】
以上のように、本発明によれば、キャビテーションの発生が抑制されることにより、推進剤タンク圧力を下げることができることになり、そのため、推進剤タンクの肉厚を薄くし軽量化でき、ロケットエンジンの打ち上げ可能重量を増やすことができる。
また、キャビテーションの発生が抑制されることにより、ポンプ回転数を上げることが可能となり、ポンプの小型・軽量化が達成できる。
さらに、ポンプ回転数を上げることにより、ポンプ達成圧力が高まり、ロケットエンジン作動圧力を上げることができ、エンジン全体の小型・軽量化を達成することができる。
また、ロケットエンジン作動圧力を上げることで、燃焼器下流のノズル内の圧力レベルが上がり、より大きな出口面積まで燃焼ガスを膨張させることができ、比推力が上昇し、強いては燃費の向上が図れる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるポンプシステムを、液体ロケットエンジンの推進剤供袷システムに適用した一実施形態の構成を示す概念図である。
【図２】本発明によるポンプシステムを、液体ロケットエンジンの推進剤供袷システムに適用した他の実施形態の構成を示す概念図である。
【図３】液体水素を用いて液体酸素温度を降下させた場合の酸素／水素流量割合と液体酸素温度の関係を示す図である。
【図４】図３に示したような温度降下が得られたときの液体酸素の飽和蒸気圧を示す図である。
【図５】図３に示すような液体酸素の温度低下があった場合の有効吸込み水頭を示す図である。
【符号の説明】
Ａ，Ｂ，Ｄ  推進剤                        Ｃ  冷却剤
１、４  ポンプ                            ２  熱交換器
３  推進剤Ａの貯留タンク                  ５  ロケットエンジン燃焼器
６  ロケットエンジンノズル
【図１】
0003870252.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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