(57)【要約】【課題】対象流体を効率よく吸引することができるエゼクタ及びこれを有する高空燃焼試験排気設備を提供する。【解決手段】対象流体が第１方向に流れる断面が曲線となる管路と、管路の第１方向の端部の外周を覆い、かつ管路の外周に配置された環状の流路であり、駆動流体が第１方向に流れるノズルと、を有し、管路は、端部の内周面の径方向の位置が周方向の位置に応じて径が変化する凹凸形状である。【選択図】図３
2016200088.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
対象流体が第１方向に流れる断面が曲線となる管路と、
前記管路の前記第１方向の端部の外周を覆い、かつ前記管路の外周に配置された環状の流路であり、駆動流体が前記第１方向に流れるノズルと、を有し、
前記管路は、前記端部の内周面の径方向の位置が周方向の位置に応じて径が変化する凹凸形状であることを特徴とするエゼクタ。
【請求項２】
前記管路は、端部の内周面の径方向の位置が周方向に沿って周期的に変化し、周方向に複数の凸部が形成されていることを特徴とする請求項１に記載のエゼクタ。
【請求項３】
前記管路は、前記端部側に前記凹凸形状が形成された凹凸部と、前記第１方向上流側に内周面が楕円または円となる直管部と、を有することを特徴とする請求項１または２に記載のエゼクタ。
【請求項４】
前記凹凸部は、前記第１方向上流側に向かうにしたがって、凹凸形状の凹部と凸部の距離が小さくなる遷移部を有することを特徴とする請求項３に記載のエゼクタ。
【請求項５】
前記管路は、前記内周面の凹凸形状の凹部及び凸部の周方向の位置が、前記第１方向に沿って徐々に周方向の一方向に変化し、前記凹部及び前記凸部が螺旋を形成することを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載のエゼクタ。
【請求項６】
前記管路は、断面が円であり、
前記ノズルは、円環形状であることを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載のエゼクタ。
【請求項７】
前記管路は、前記端部の外周面の径方向の位置が周方向の位置に応じて径が変化する凹凸形状であることを特徴とする請求項１から６のいずれ一項に記載のエゼクタ。
【請求項８】
前記管路は、端部の外周面の径方向の位置が周方向に沿って、前記内周面と同一周期で周期的に変化することを特徴とする請求項７に記載のエゼクタ。
【請求項９】
前記ノズルは、前記第１方向下流側の端部の内周面が径方向の位置が周方向の位置に応じて径が変化する凹凸形状であることを特徴とする請求項１から８のいずれか一項に記載のエゼクタ。
【請求項１０】
前記ノズルは、前記第１方向下流側の端部の内周面の径方向の位置が周方向に沿って、前記管路の前記内周面と同一周期で周期的に変化することを特徴とする請求項９に記載のエゼクタ。
【請求項１１】
前記ノズルの外周面の前記第１方向の端部に接続され、前記ノズル及び前記管路よりも前記第１方向下流側で前記対象流体及び前記駆動流体が流れる下流側管路を、有することを特徴とする請求項１から１０のいずれか一項に記載のエゼクタ。
【請求項１２】
ロケットエンジンを収容し、燃焼ガスが噴射される低圧室に接続され、前記燃焼ガスが流入する高空燃焼試験排気設備であって、
前記低圧室に接続されて前記燃焼ガスの流れ方向に沿って案内するスロート部と、前記スロート部の下流側に設けられ前記燃焼ガスの流れ方向下流側に向かうに従って流路断面積が拡大する拡大部と、を有するディフューザと、
前記スロート部に設置され、前記スロート部に前記流れ方向に沿って駆動流体を噴射する請求項１から１１のいずれか一項に記載のエゼクタと、を有し、
前記エゼクタは、前記スロート部が前記管路の一部となり、前記スロート部に前記ノズルから駆動流体を噴出することを特徴とする高空燃焼試験排気設備。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、エゼクタ及びこれを有する高空燃焼試験排気設備に関する。
【背景技術】
【０００２】
管路を流れる対象流体を吸引する機構として、対象流体が流れる管路に、対象流体が流れる方向に沿って、対象流体よりも高速で駆動流体を噴射し、対象流体を流れ方向に吸引するエゼクタがある。
【０００３】
エゼクタは、宇宙輸送システムに用いられるロケットに使用されるロケットエンジンのうちロケットの上段（２段目や３段目）に相当する部分の燃焼試験で気圧が非常に低い高空環境を再現する場合に用いられる。具体的には、ロケットエンジンから排ガスが排出される空間の流体をエゼクタで吸引することで、ロケットエンジンの排ガスを噴射する雰囲気を、高空環境を模擬した空間とする。
【０００４】
このようなエゼクタとしては、特許文献１の図４、特許文献２に示すように、対象流体が流れる管路の外縁に対象流体よりも高速の駆動流体を噴射するノズルを環状に配置したアニュラーエゼクタがある。特許文献２には、高速の駆動流体を噴射する位置よりも下流側の管路の内壁に凹凸を形成することが記載されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開昭５９−１５１０００号公報
【特許文献２】特開２００３−４３１９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
アニュラーエゼクタを用いることで、対象流体を効率よく吸引することができるが、より効率よく対象流体を吸引することで性能をより向上させることができる。
【０００７】
本発明は上述した課題を解決するものであり、対象流体を効率よく吸引することができるエゼクタ及びこれを有する高空燃焼試験排気設備を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
上記の目的を達成するために、エゼクタは、対象流体が第１方向に流れる断面が曲線となる管路と、前記管路の前記第１方向の端部の外周を覆い、かつ前記管路の外周に配置された環状の流路であり、駆動流体が前記第１方向に流れるノズルと、を有し、前記管路は、前記端部の内周面の径方向の位置が周方向の位置に応じて径が変化する凹凸形状であることを特徴とする。
【０００９】
また、前記管路は、端部の内周面の径方向の位置が周方向に沿って周期的に変化し、周方向に複数の凸部が形成されていることが好ましい。
【００１０】
また、前記管路は、前記端部側に前記凹凸形状が形成された凹凸部と、前記第１方向上流側に内周面が楕円または円となる直管部と、を有することが好ましい。
【００１１】
また、前記凹凸部は、前記第１方向上流側に向かうにしたがって、凹凸形状の凹部と凸部の距離が小さくなる遷移部を有することが好ましい。
【００１２】
また、前記管路は、前記内周面の凹凸形状の凹部及び凸部の周方向の位置が、前記第１方向に沿って徐々に周方向の一方向に変化し、前記凹部及び前記凸部が螺旋を形成することが好ましい。
【００１３】
また、前記管路は、断面が円であり、前記ノズルは、円環形状であることが好ましい。
【００１４】
また、前記管路は、前記端部の外周面の径方向の位置が周方向の位置に応じて径が変化する凹凸形状であることが好ましい。
【００１５】
また、前記管路は、端部の外周面の径方向の位置が周方向に沿って、前記内周面と同一周期で周期的に変化することが好ましい。
【００１６】
また、前記ノズルは、前記第１方向下流側の端部の内周面が径方向の位置が周方向の位置に応じて径が変化する凹凸形状であることが好ましい。
【００１７】
また、前記ノズルは、前記第１方向下流側の端部の内周面の径方向の位置が周方向に沿って、前記管路の前記内周面と同一周期で周期的に変化することが好ましい。
【００１８】
また、前記ノズルの外周面の前記第１方向の端部に接続され、前記ノズル及び前記管路よりも前記第１方向下流側で前記対象流体及び前記駆動流体が流れる下流側管路を、有することが好ましい。
【００１９】
本発明は、ロケットエンジンを収容し、燃焼ガスが噴射される低圧室に接続され、前記燃焼ガスが流入する高空燃焼試験排気設備であって、前記低圧室に接続されて前記燃焼ガスの流れ方向に沿って案内するスロート部と、前記スロート部の下流側に設けられ前記燃焼ガスの流れ方向下流側に向かうに従って流路断面積が拡大する拡大部と、を有するディフューザと、前記スロート部に設置され、前記スロート部に前記流れ方向に沿って駆動流体を噴射する上記のいずれかに記載のエゼクタと、を有し、前記エゼクタは、前記スロート部が前記管路の一部となり、前記スロート部に前記ノズルから駆動流体を噴出することを特徴とする。
【発明の効果】
【００２０】
本発明によれば、対象流体を効率よく吸引することができるエゼクタ及びこれを有する高空燃焼試験排気設備を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】図１は、本実施形態に係るロケットエンジン高空燃焼試験設備の概略構成を示す模式図である。
【図２】図２は、アニュラーエゼクタの概略構成を示す断面図である。
【図３】図３は、アニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。
【図４】図４は、図３のＡ−Ａ線及びＢ−Ｂ線の断面図である。
【図５】図５は、他の例のアニュラーエゼクタを示す断面図である。
【図６】図６は、他の例のアニュラーエゼクタを示す断面図である。
【図７】図７は、他の例のアニュラーエゼクタを示す断面図である。
【図８】図８は、他の例のアニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。
【図９】図９は、他の例のアニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。
【図１０】図１０は、他の例のアニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。
【図１１】図１１は、他の例のアニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。
【図１２】図１２は、他の例のアニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。
【図１３】図１３は、他の例のアニュラーエゼクタの内管の斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
本発明を実施するための形態（実施形態）につき、図面を参照しつつ詳細に説明する。以下の実施形態に記載した内容により本発明が限定されるものではない。また、以下に記載した構成要素には、当業者が容易に想定できるもの、実質的に同一のものが含まれる。さらに、以下に記載した構成要素は適宜組み合わせることが可能である。本実施形態のロケットエンジン高空燃焼試験設備は、例えば人工衛星打ち上げ用ロケットに用いられる液体酸素（液化酸素）・液体水素（液化水素）エンジンであるロケットエンジンのための試験設備である。ロケットエンジンは、噴射ノズルから高温、高圧の燃焼排気ガス（以下、燃焼ガスという）を噴射するエンジンである。ロケットエンジン高空燃焼試験設備は、この様な宇宙空間などの高空雰囲気の下で使用されるロケットエンジンの燃焼試験を、地上にて行うための装置である。なお、ロケットエンジンは、液体燃料を推進剤として用いるものに限らず、固体燃料を推進剤として用いるロケットエンジンでもよい。
【００２３】
図１は、本実施形態に係るロケットエンジン高空燃焼試験設備の概略構成を示す模式図である。図１に示すロケットエンジン高空燃焼試験設備１は、ロケットエンジン５を収容する低圧室２と、低圧室２を減圧するための排気装置（高空燃焼試験排気設備）３と、制御装置４と、を有する。排気装置３は、燃焼ガスの流路となる。ロケットエンジン５は、架台を介して低圧室２に設置されている。また、ロケットエンジン５には、燃料供給装置が接続されている。
【００２４】
低圧室２は、気密に形成されたチャンバーであり、排気装置３によって内部を所定の真空度に設定することが可能である。低圧室２には、例えば、ロケットエンジン５の再着火試験のコースト時の真空維持のために真空引きを行うための真空ポンプ７が接続されている。
【００２５】
排気装置３は、低圧室２に対して燃焼ガスの流れ方向Ｆ下流側に接続された排気トンネル８と、排気トンネル８の下流側に設けられた消音塔９と、を有する。排気トンネル８は、最も上流側に設けられ、アニュラーエゼクタ（第１エゼクタ）１１が設けられたディフューザ１０と、ディフューザ１０の下流側に接続されたセンターボディエゼクタ（第２エゼクタ）１２と、を有している。即ち、本実施形態の排気装置３は、ディフューザ１０と二段のアニュラーエゼクタ１１，センターボディエゼクタ１２を有する排気方式を採用している。
【００２６】
ディフューザ１０は、燃焼ガスの流れ方向Ｆ下流側に向かって漸次狭くなる縮小部１４と、縮小部１４の下流側に接続され燃焼ガスの流れ方向Ｆに沿って流路断面積が一定とされたスロート部（管路）１５と、スロート部１５の下流側に接続され下流側に向かって漸次太くなる拡大部１６と、を有している。即ち、燃焼ガスの流路は、スロート部１５にて絞られた後、拡大部１６にて広がっている。なお、スロート部１５の流路断面積は一定とされているとしたが、一定である必要はなく、設計都合による断面積の変化は許されるものとする。スロート部１５の断面積は、長手方向（燃焼ガスの流れ方向Ｆ）に沿って完全に同一ではなく、アニュラーエゼクタ１１の設置位置より下流側でやや拡大している。
【００２７】
アニュラーエゼクタ１１は、ディフューザ１０のスロート部１５の入口近傍に、ディフューザ１０と一体となるように配置されている。アニュラーエゼクタ１１は、ディフューザ１０のスロート部１５の内周面（周壁）７０より燃焼ガスの流れ方向Ｆ下流側に駆動流体となる蒸気を噴射する第１エゼクタ噴射ノズル（噴射口）１７と、第１エゼクタ噴射ノズル１７に蒸気を供給する蒸気供給部１８と、蒸気供給部１８と第１エゼクタ噴射ノズル１７とを接続する蒸気配管１９と、蒸気配管１９に設けられているバルブ２０と、を有している。アニュラーエゼクタ１１の第１エゼクタ噴射ノズル１７とスロート部１５との関係については後述する。
【００２８】
蒸気供給部１８としては、アキュムレータや、蒸気発生器等の蒸気源を採用することができる。蒸気供給部１８は、センターボディエゼクタ１２にも蒸気を供給する。また、アニュラーエゼクタ１１，センターボディエゼクタ１２から噴出させる駆動流体は、蒸気に限ることはなく、例えば、窒素ガスを採用してもよい。アニュラーエゼクタ１１は、上記供給部１８から蒸気配管１９を介して供給される蒸気を燃焼ガスの流れ方向Ｆ下流側に向けて、第１エゼクタノズル１７からスロート部１５の内部に噴射することで、燃焼ガスを流れ方向Ｆに吸引することができる。なお、蒸気は、燃焼ガスよりも速い速度、例えば噴射時に音速を超える速度で噴射される。
【００２９】
アニュラーエゼクタ１１の燃焼ガスの流れ方向Ｆの位置は、ロケットエンジン５から噴射される燃焼ガスによる圧力回復が発生する位置に基づいて決定される。具体的には、アニュラーエゼクタ１１の燃焼ガスの流れ方向Ｆの位置は、スロート部１５におけるロケットエンジン５の燃焼ガス噴射による圧力回復の発生位置よりも上流側に配置されている。換言すれば、アニュラーエゼクタ１１の上流側にて、ロケットエンジン５の燃焼ガスのみの圧力回復が発生しないような位置に設定されている。
【００３０】
ここで、スロート部１５は、流れ方向Ｆ上流側から第１スロート部１５ａ、第２スロート部１５ｂ、第３スロート部１５ｃが配置されている。第１スロート部１５ａは、縮小部１４と接続されている。第２スロート部１５ｂは、第１スロート部１５ａより下流側の部分であり、アニュラーエゼクタ１１の第１エゼクタ噴射ノズル１７より下流側に配置されている。第２スロート部１５ｂは、第１エゼクタ噴射ノズル１７と接続されている。また、第２スロート部１５ｂより下流側の第３スロート部１５ｃは、アニュラーエゼクタ１１の蒸気の噴射を妨げない範囲で、第１スロート部１５ａと同じ径になるように縮小している。なお、第１エゼクタ噴射ノズル１７よりも下流側のスロート部１５ｂ，１５ｃの断面積を第１エゼクタ噴射ノズル１７より上流側の断面積よりも小さくしてもよい。即ち、本実施形態のスロート部１５は、距離Ｓの範囲であり、スロート部１５の標準となる直径で形成された第１スロート部１５ａ，第３スロート部１５ｃ、及び第１スロート部１５ａ，第３スロート部１５ｃよりもやや拡大された第２スロート部１５ｂを含む。もちろん、距離Ｓの範囲における燃焼ガスの流れ方向Ｆに沿う断面積を一定にしてもよい。
【００３１】
ディフューザ１０のスロート部１５において、アニュラーエゼクタ１１の上流側には、燃焼ガスの流路を閉塞可能なブロックオフバルブ（バルブ、仕切弁）２３が設けられている。ブロックオフバルブ２３は、ゲート式のバルブである。ブロックオフバルブ２３は、ブロックオフバルブ２３を閉状態とすることによって、ディフューザ１０におけるブロックオフバルブ２３の上流側と下流側とを遮断することができる仕切弁である。また、ディフューザ１０には、ブロックオフバルブ２３の上流側と下流側とをバイパスするバイパスライン３３が設けられている。バイパスライン３３には、バイパスライン３３を遮断することができるバイパス弁３４が設けられている。また、ブロックオフバルブ２３は、燃焼ガスの冷却を行う冷却水を噴射するスプレイ冷却装置２７よりも上流側に配置されている。スプレイ冷却装置２７については後述する。
【００３２】
また、ディフューザ１０は、ディフューザ壁面冷却装置２４を有している。ディフューザ壁面冷却装置２４は、中空構造とされているディフューザ１０の壁部にディフューザ冷却水を供給する第１冷却水供給装置２５と、第１冷却水供給装置２５とディフューザ１０の壁部の内部空間とを接続する第１冷却水配管２６と、を有している。第１冷却水供給装置２５から供給されるディフューザ冷却水が、ディフューザ１０を構成する壁部に供給されることによって、高温の燃焼ガスに晒されるディフューザ１０の壁面が冷却される。
【００３３】
ディフューザ１０の下流側端部近傍には、スプレイ冷却装置２７が設けられている。スプレイ冷却装置２７は、ディフューザ１０の流路上に設けられた冷却水ノズル２８と、冷却水ノズル２８にスプレイ冷却水を供給する第２冷却水供給装置２９と、第２冷却水供給装置２９と冷却水ノズル２８とを接続する第２冷却水配管３０と、を有している。スプレイ冷却装置２７は、所定量の冷却水を排気トンネル８内に噴霧する装置である。
【００３４】
センターボディエゼクタ１２は、排気トンネル８内であって、ディフューザ１０の下流側に配置されている。センターボディエゼクタ１２は、燃焼ガスの流れ方向Ｆから見てチャンバーの略中央に配置された第２エゼクタ噴射ノズル３２と、第２エゼクタ噴射ノズル３２に蒸気を供給する蒸気供給部１８と、蒸気供給部１８と第２エゼクタ噴射ノズル３２とを接続する蒸気配管１９と、蒸気配管１９に設けられているバルブ２０と、を有している。本実施形態は、アニュラーエゼクタ１１とセンターボディエゼクタ１２とで、蒸気供給部１８を共有している。
【００３５】
次に、図１に加え、図２から図３を用いてアニュラーエゼクタ１１について説明する。図２は、アニュラーエゼクタの概略構成を示す断面図である。図３は、アニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。
【００３６】
アニュラーエゼクタ１１は、スロート部１５の第１スロート部１５ａの外周に第１エゼクタ噴射ノズル１７が配置されている。第１エゼクタ噴射ノズル１７は、ディフューザ１０のスロート部１５の壁面に、周方向に環状に設けられている。第１エゼクタ噴射ノズル１７は、スロート部１５の壁面を管路の一部として用いる。アニュラーエゼクタ１１は、第１スロート部１５ａと第１エゼクタ噴射ノズル１７に対応する部分が、内管１００の外周に外管５０が配置された二重管構造となる。内管１００は、流れ方向下流側の端部である先端５６が第２スロート部１５ｂよりも径が小さくなり、離間している。また、先端５６は、流れ方向下流側に向かうにしたがって、外周面７２の径が小さくなり、先端が先鋭な形状となる。外管５０は、流れ方向下流側に向かうにしたがって、内周面７４の径が小さくなる。つまり、外管５０と内管１００との距離は、流れ方向下流側に向かうにしたがって、短くなる。内管１００の先端５６側の内管１００と外管５０との間隔が最も短い部分が、チョーク部６４となる。外管５０は、流れ方向下流側の端部が第２スロート部１５ｂと接続されている。
【００３７】
次に、内管１００は、図３に示すように、内周面７０の先端５６側の径方向の位置（中心から内周面７０までの距離）が周方向の位置に応じて径が変化する凹凸形状である。具体的には、内周面７０は、凸部８０と凹部８２とが周方向に交互に形成されている。ここで、凸部８０は、中央径８８よりも径が小さい内側径８４に沿った曲面である。凹部８２は、中央径８８よりも径が大きい外側径８６に沿った曲面である。内周面７０は、周方向に複数形成されている凸部８０と凹部８２が同一形状である。これにより、内周面７０は、内周面の径方向の位置が周方向に沿って周期的に変化する。
【００３８】
アニュラーエゼクタ１１は、内管１００がスロート部１５（第１スロート部１５ａ、管路）となる。また、アニュラーエゼクタ１１は、内管１００と外管５０の組み合わせが第１エゼクタ噴射ノズル（ノズル）１７となる。アニュラーエゼクタ１１は、内管１００の径方向内側の面である内周面７０で囲われた領域が吸引する対象流体である燃焼ガス６０が流れる燃焼ガス流路（対象流体流路）５２となる。燃焼ガス６０は、内管１００の軸方向に沿って流れる。また、アニュラーエゼクタ１１は、内管１００の径方向外側の面である外周面７２と外管５０の内周面７４とで囲われたリング形状の領域が駆動流体である蒸気６２が流れる蒸気流路（駆動流体流路）５４となる。蒸気６２は、内管１００の先端５６側の内管１００と外管５０との間隔が最も短いチョーク部６４から第２スロート部１５ｂに向けて噴射される。
【００３９】
アニュラーエゼクタ１１は、内周面７０に凸部８０と凹部８２とが周方向に交互に並んだ凹凸形状を形成することで、内管１００から噴射される燃焼ガス６０の外縁の形状を凹凸がある形状とすることができる。これにより、管路の内周長より長くすることができる。これにより、内周面７０を円にした場合よりも燃焼ガス６０と蒸気６２との界面の面積を大きくすることができる。界面の面積を大きくできることで、燃焼ガス６０と蒸気６２との運動量の交換を促進することができる。つまり、蒸気６２で効率よく燃焼ガス６０を流れ方向下流側に吸引することができる。これにより、アニュラーエゼクタ１１の長さ、具体的にはスロート部１５の長さＳを短くすることができ、装置全体を小型化することができる。
【００４０】
内周面７０は、外縁の内周面の径方向の位置が周方向に沿って周期的に変化し、周方向に複数の凸部８０（凹部）８２を配置することが好ましい。凸部８０（凹部）８２を周方向に複数配置することで、内周長を、元の管路より長くすることができ、断面積を好適に増やすことができる。これにより、アニュラーエゼクタ１１の吸引力をより高くすることができる。
【００４１】
次に、内周面の凹凸部分の軸方向における形状の例を示す。アニュラーエゼクタ１１は、内周面１００の凹凸形状、つまり凸部８０と凹部８２が、軸方向の全域に延在している形状としてもよいが、以下の形状としてもよい。
【００４２】
図４は、図３のＡ−Ａ線及びＢ−Ｂ線の断面図である。なお、図４は、傾斜をわかりやすく示すため、傾斜角度を実際の角度よりも大きく示している。図４に示すアニュラーエゼクタ１１ａの内管１０２は、内管１０２の軸方向に平行な断面において、直管部９０と凹凸部９２と、を有する。内管１０２は、流れ方向上流側から直管部９０、凹凸部９２の順で配置され、直管部９０と凹凸部９２とが接続されている。内管１０２は、流れ方向下流側の端部、つまり第２スロート部１５ｂ側の端部である先端５６から流れ方向上流側から距離Ｌの範囲が凹凸部９２となり、先端５６から流れ方向上流側から距離Ｌよりも上流側の部分が直管部９０となる。
【００４３】
直管部９０は、内周面７０の径方向の位置が一定、本実施形態では内周面７０が円となる。つまり凹凸が形成されていない形状となる。凹凸部９２は、先端５６を含む範囲に設けられ、内周面７０に凹凸形状が形成されている。凹凸部９２は、遷移部９４と凹凸維持部９６とを有する。遷移部９４は、第１方向上流側の端部が直管部９０と接続しており、第１方向下流側の端部が凹凸維持部９６と接続されている。つまり遷移部９４は、直管部９０と凹凸維持部９６とを繋いでいる。遷移部９４は、第１方向下流側に向かうにしたがって、凹凸形状の凹部と凸部の距離が大きくなる、つまり、第１方向上流側に向かうにしたがって、凹凸形状の凹部と凸部の距離が小さくなる形状である。遷移部９４は、第１方向上流側の端部の内周面の断面が円となり、第１方向下流側の端部の内周面の断面が凹凸維持部９６と同様の凹凸となる。凹凸維持部９６は、内周面７０が凹凸形状であり、凹凸の深さが軸方向の位置に依らず一定となる。つまり先端５６の凹凸と同じ形状が延在している。
【００４４】
内管１０２は、このように凹凸部９２と直管部９０とを設けることで、加工を行う範囲を小さくすることができる。これにより製造しやすくすることができる。また、遷移部を設けることで、燃焼ガスの流れが内周面から剥離することを抑制することができる。
【００４５】
また、凹凸部９２は、遷移部９４の径が変化する部分の内周面７０の軸方向に対する傾斜角θを３度以下とすることが好ましい。これにより、凹凸部９２での空気の剥離が生じることを抑制することができる。
【００４６】
図５は、他の例のアニュラーエゼクタを示す断面図である。図５に示すアニュラーエゼクタ１１ｂの内管１０４は、直管部９０と凹凸部９２ａとを有する。凹凸部９２ａは、全域が遷移部となり、第１方向下流側に向かうにしたがって、凹凸形状の凹部と凸部の距離が大きくなる形状である。つまり、先端５６まで凹凸の深さが連続的に変化する。このように、凹凸維持部９６を設けない形状としてもよい。
【００４７】
また、上記実施形態では、凸部８０の径方向の位置を一定として、凹部８２の径方向の位置を軸方向の位置によって変化させたがこれに限定されない。図６は、他の例のアニュラーエゼクタを示す断面図である。図６に示すアニュラーエゼクタ１１ｃの内管１０６は、周方向において凹部８２に相当する位置が第１方向下流側に向かうにしたがって、径方向外側に移動し、周方向において凸部８０に相当する位置が第１方向下流側に向かうにしたがって、径方向内側に移動する。直管部９０の内周面の径は、中央径８８に相当する径となる。このように、凹部８２、凸部８０の両方の位置を変化させてもよい。この場合、凸部８０で形成される斜面と中心軸とのなす角θ１は、３度以下とすることが好ましい。これにより流れの剥離を抑制することができる。
【００４８】
図７は、他の例のアニュラーエゼクタを示す断面図である。図７に示すアニュラーエゼクタ１１ｄの内管１０８は、凸部８０の先端５６と、凹部８２の先端５６ａとの軸方向の位置が同じ位置となる。このように、先端が同じ形状となるように、内管１０８の先端面の軸方向に直交する方向における角度を変化させてもよい。
【００４９】
上記実施形態では、界面の面積を好適に増加できるため、凸部８０と凹部８２とを径が異なる円弧とその円弧を繋げる線分で形成したギヤ形状としたがこれに限定されない。図８は、他の例のアニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。図８に示すアニュラーエゼクタ１１ｅの内管１００ａは、内周面７０ａの凹凸が中央径８８を中心線とした波線、例えばｓｉｎカーブで形成されている。この場合、カーブの径方向内側の頂点が凸部８０ａとなり、カーブの径方向外側の頂点が凹部８２ａとなる。このように内周面７０ａの凹凸形状を曲線で形成してもよい。また、内周面を、最大径の位置と最小径の位置を直線で結んだ形状としてもよい。
【００５０】
また、上記実施形態では、内管１００の内周面に凹凸を形成し、内管１００の外周面７２及び外管５０の内周面７４は断面が円となる形状としたがこれに限定されない。
【００５１】
図９は、他の例のアニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。図９に示すアニュラーエゼクタ１１ｆの内管１００ｂは、内周面７０に凹凸が形成されており、外周面７２ａにも凹凸が形成されている。外周面７２ａは、径方向の位置が周方向の位置に応じて径が変化する凹凸形状であり、凸部１２０と凹部１２２と周方向に交互に形成されている。凸部１２０と凹部１２２とは、凸部８０と凹部８２と同様に径が異なる円弧とその円弧を繋げる線分で形成したギヤ形状となる。ここで、外周面７２ａは、径方向の位置が周方向に沿って、内周面と同一周期で周期的に変化する。
【００５２】
このように、外周面７２ａにも凹凸を形成することで、蒸気６２の界面にも凹凸形状を形成することができる。これにより、燃焼ガス６０と蒸気６２と界面の面積をより大きくすることができ、蒸気６２で燃焼ガス６０を吸引する効果をより大きくすることができる。また、外周面７２ａの凹凸形状を内周面と同一周期で周期的に変化させることで、周方向の位置での、蒸気６２で燃焼ガス６０との関係を平均化することができる。
【００５３】
上記実施形態では、界面の面積を好適に増加できるため、凸部１２０と凹部１２２とを径が異なる円弧とその円弧を繋げる線分で形成したギヤ形状としたがこれに限定されない。図１０は、他の例のアニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。図１０に示すアニュラーエゼクタ１１ｇの内管１００ｃは、内周面７０ａの凹凸が中央径８８を中心線とした波線、例えばｓｉｎカーブで形成されている。同様に、内管１００ｃは、外周面７２ａの凹凸が中央径８８を中心線とした波線、例えばｓｉｎカーブで形成されている。この場合、カーブの径方向内側の頂点が凸部１２０ａとなり、カーブの径方向外側の頂点が凹部１２２ａとなる。このように内周面７０ａ及び外周７２ｂの凹凸形状を曲線で形成してもよい。また、内周面を、最大径の位置と最小径の位置を直線で結んだ形状としてもよい。
【００５４】
図１１は、他の例のアニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。図１１に示すアニュラーエゼクタ１１ｈの外管５０ａの内周面７４ａは、内周面７０に凹凸が形成されており、内周面７４ａにも凹凸が形成されている。内周面７４ａは、径方向の位置が周方向の位置に応じて径が変化する凹凸形状であり、凸部１３０と凹部１３２と周方向に交互に形成されている。凸部１３０と凹部１３２とは、凸部８０と凹部８２と同様に径が異なる円弧とその円弧を繋げる線分で形成したギヤ形状となる。ここで、内周面７４ａは、径方向の位置が周方向に沿って、内周面と同一周期で周期的に変化する。
【００５５】
このように、外管５０ａの内周面７４ａにも凹凸を形成することで、蒸気６２の界面にも凹凸形状を形成することができる。これにより、燃焼ガス６０と蒸気６２と界面の面積をより大きくすることができ、蒸気６２で燃焼ガス６０を吸引する効果をより大きくすることができる。また、内周面７４ａの凹凸形状を内周面と同一周期で周期的に変化させることで、周方向の位置での蒸気６２で燃焼ガス６０との関係を平均化することができる。
【００５６】
上記実施形態では、界面の面積を好適に増加できるため、凸部１３０と凹部１３２とを径が異なる円弧とその円弧を繋げる線分で形成したギヤ形状としたがこれに限定されない。図１２は、他の例のアニュラーエゼクタを流れ方向下流側から見た図である。図１２に示すアニュラーエゼクタ１１ｉの外管５０ｂは、内周面７０ａの凹凸が中央径８８を中心線とした波線、例えばｓｉｎカーブで形成されている。同様に、外管５０ｂは、内周面７４ｂの凹凸が中央径８８を中心線とした波線、例えばｓｉｎカーブで形成されている。この場合、カーブの径方向内側の頂点が凸部１４０となり、カーブの径方向外側の頂点が凹部１４２となる。このように内周面７０ａ及び内周面７４ｂの凹凸形状を曲線で形成してもよい。また、内周面を、最大径の位置と最小径の位置を直線で結んだ形状としてもよい。
【００５７】
また、アニュラーエゼクタは、先端部、チョーク部の内管１００の内周面及び外周面と外管５０の内周面の全てに周方向に径方向の位置が変化する凹凸を形成することが好ましい。これにより、界面の面積をより大きくすることができる。また、チョーク部の幅を周方向に一定にすることもできる。
【００５８】
図１３は、他の例のアニュラーエゼクタの内管の斜視図である。図１３に示す内管１００ｃは、内周面７０ｂの凹凸形状の凹部及び凸部の周方向の位置が、第１方向に沿って徐々に周方向の一方向に変化し、凹部及び凸部が螺旋を形成されている。つまり凹部８２ｂの位置が周方向に変化する形状となる。本実施形態では、内周面７０ｂの中心軸８９に平行な線に対して、凹部８２ｂが角度α傾斜している。なお、図１３は、１つの凹部８２ｂの位置のみを示しているが、他の凹部、凸部も周方向に回転している。このように、凹部と凸部を螺旋形状とすることで燃焼ガスを旋回方向に回転させることができ、運動エネルギーの交換をより促進させることができる。
【００５９】
また、本実施形態のアニュラーエゼクタは、内管及び外管の、凹凸部を形成していない部分、つまり直管部の軸方向に直交する断面を円、真円となる形状としたが、楕円としてもよい。アニュラーエゼクタは、内管及び外管を軸方向に直交する断面が曲線を接続した形状とすることが好ましい。
【００６０】
次に、本実施形態のロケットエンジン高空燃焼試験設備１の運転方法について説明する。
【００６１】
（設備始動方法）
ロケットエンジン高空燃焼試験設備１の始動時においては、ロケットエンジン５を起動する前に低圧室２を低圧にする。具体的には、ブロックオフバルブ２３を閉状態としてエゼクタ（アニュラーエゼクタ１１、及びセンターボディエゼクタ１２）を作動させて、ブロックオフバルブ２３の下流側の領域の排気処理を行う。
【００６２】
一方、バイパス弁３４を開状態として、バイパスライン３３を介して低圧室２の真空引き処理を行う。具体的には、バイパスライン３３を介して低圧室２及びディフューザ１０におけるブロックオフバルブ２３の上流側の領域の真空引きを行う。次いで、低圧室２が十分に低圧となった状態（例えば１００Ｔｏｒｒ，１３３３２Ｐａ）でブロックオフバルブ２３を開状態とするとともに、バイパス弁３４を閉状態として、更に低圧室２を１０Ｔｏｒｒ（１３３３Ｐａ）程度にまで低圧にする。
【００６３】
低圧室２が１０Ｔｏｒｒとなったらロケットエンジン５を起動させて、ロケットエンジン５の燃焼試験を行う。この際、アニュラーエゼクタ１１の下流では、排気装置３を安定差動させるべく、亜音速に圧力回復させている。そして、アニュラーエゼクタ１１の下流側でスプレイ冷却を実施して燃焼ガスの温度を低減している。
【００６４】
（設備停止方法）
ロケットエンジン高空燃焼試験設備１の停止時におけるオペレーションについて説明する。ロケットエンジン高空燃焼試験設備１の停止時において、制御装置４は、アニュラーエゼクタ１１、及びセンターボディエゼクタ１２を作動させた状態でエンジン燃焼を停止させる（ロケットエンジン停止工程）。ロケットエンジン５から排出される燃焼ガスが完全に流れた後、制御装置４は、ブロックオフバルブ２３を閉状態にする命令を発する。
【００６５】
ロケットエンジン５が停止することによって、ロケットエンジン５から排出される燃焼ガスによるエゼクタ効果がなくなり、燃焼ガスが低圧室２側に逆流しようとする。しかしながら、アニュラーエゼクタ１１が作動していることによって、ロケットエンジン５の停止直後における、燃焼ガスが低圧室２側に逆流しようとするブローバックが低減される。即ち、本実施形態のロケットエンジン高空燃焼試験設備１においては、アニュラーエゼクタ１１がロケットエンジン５の燃焼ガス噴射による圧力回復の発生位置よりも上流側に配置されていることによって、ブローバックが低減される。
【００６６】
また、ブロックオフバルブ２３は、やや遅れて閉状態となる（バルブ閉鎖工程）。ブロックオフバルブ２３は、ロケットエンジン５から排出される燃焼ガスが完全に流れた後、ブローバックの発生後に完全に閉状態となる。ブロックオフバルブ２３が、ディフューザ１０のスロート部１５において上流側と下流側とを遮断することにより、アニュラーエゼクタ１１の停止時に発生するブローバックを防止することができる。次いで、制御装置４は、アニュラーエゼクタ１１及びセンターボディエゼクタ１２の二つのエゼクタを停止させる（エゼクタ停止工程）。次いで、低圧室２内を大気圧に圧力復帰させる。
【００６７】
上記実施形態によれば、アニュラーエゼクタ１１がディフューザ１０のスロート部１５に配置されていることによって、ロケットエンジン５の停止時におけるブローバックを低減することができる。即ち、ロケットエンジン５の停止に伴いロケットエンジン５から排出される燃焼ガスによるエゼクタ効果がなくなり、低圧室２側に逆流しようとする燃焼ガスを、アニュラーエゼクタ１１によって下流側の方向に押し戻すことができる。
【００６８】
また、アニュラーエゼクタ１１の上流側に設けられているブロックオフバルブ２３を閉鎖することによって、アニュラーエゼクタ１１の停止時に発生するブローバックを防止することができる。即ち、アニュラーエゼクタ１１の停止に伴って蒸気が逆流した場合においても、ブロックオフバルブ２３によって逆流する蒸気を遮断することができる。
【００６９】
また、ブロックオフバルブ２３をディフューザ１０に設置したことによって、ロケットエンジン５起動前の減圧工程における低圧室２及びディフューザ１０におけるブロックオフバルブ２３の上流側の領域の真空引きに必要となる時間を短縮することができる。即ち、バイパスライン３３を介して真空引きされる容積を低減でき、試験前における真空度到達までの時間を短縮することができる。さらに、ブロックオフバルブ２３をディフューザ１０に設置したことによって、ロケットエンジン５の再着火試験のコースト時における真空引き時間を短縮するとともに真空ポンプ７の容量を低減することができる。
【００７０】
また、アニュラーエゼクタ１１がロケットエンジン５の燃焼ガス噴射による圧力回復の発生位置よりも上流側に配置されていることによって、ロケットエンジン５自体の圧力回復能力を有効に活用することができ、エゼクタ１１，１２に必要な蒸気消費量の低減が可能となる。また、ロケットエンジン燃焼試験中は、アニュラーエゼクタ１１の駆動蒸気による壁面冷却効果で高温の燃焼ガスから熱負荷を低減し、必要な冷却水流量を低減することができる。
【００７１】
また、アニュラーエゼクタ１１とディフューザ１０とを一体型とすることにより、エゼクタをディフューザの下流側に配置する形態と比較して、排気装置３に必要な長さを短縮することができる。また、アニュラーエゼクタ１１の第１エゼクタ噴射ノズル１７をスロート部１５の内周面７０よりも径方向外側に配置したことによって、ロケットエンジン燃焼試験中にロケットエンジン５の燃焼ガスがノズルに衝突することにより発生する圧力回復を防止することができる。
【００７２】
また、ブロックオフバルブ（バルブ）２３をスプレイ冷却装置２７の上流側に配置したことによって、バルブをスプレイ冷却装置２７の下流側に配置した場合と比較して、真空引きを容易とすることができる。即ち、バルブをスプレイ冷却装置２７の下流側に配置した場合は、バルブの上流側にスプレイ冷却装置２７より噴射された冷却水が溜まることによって、真空引きする際にこの冷却水が蒸発することにより、真空度の上昇が抑制される。一方、冷却水が溜まることがない為、真空引きが容易となる。
【００７３】
以上、本発明の実施形態について図面を参照して詳述したが、各実施形態における各構成及びそれらの組み合わせ等は一例であり、本発明の趣旨から逸脱しない範囲内で、構成の付加、省略、置換、及びその他の変更が可能である。また、本発明は実施形態によって限定されることはなく、クレームの範囲によってのみ限定される。
【符号の説明】
【００７４】
１  ロケットエンジン高空燃焼試験設備
２  低圧室
３  排気装置
４  制御装置
５  ロケットエンジン
７  真空ポンプ
８  排気トンネル
９  消音塔
１０  ディフューザ
１１  アニュラーエゼクタ
１２  センターボディエゼクタ
１４  縮小部
１５  スロート部（管路）
１６  拡大部
１７  第１エゼクタ噴射ノズル（噴射口）
１８  蒸気供給部
１９  蒸気配管
２０  バルブ
２３  ブロックオフバルブ（バルブ）
２４  ディフューザ壁面冷却装置
２５  第１冷却水供給装置
２６  第１冷却水配管
２７  スプレイ冷却装置
２８  冷却水ノズル
２９  第２冷却水供給装置
３０  第２冷却水配管
３２  第２エゼクタ噴射ノズル
３３  バイパスライン
３４  バイパス弁
５０  外管
５２  燃料ガス流路（対象流体流路）
５４  蒸気流路（駆動流体流路）
５６  先端
６０  燃料ガス
６２  蒸気
７０  内周面
７２  外周面
７４  内周面
８０  凸部
８２  凹部
８４  内側径
８６  外側径
８８  中央径
８９  中心軸
１００  内管
Ｆ  流れ方向
【図１】
2016200088.tif 000003
【図２】
2016200088.tif 000004
【図３】
2016200088.tif 000005
【図４】
2016200088.tif 000006
【図５】
2016200088.tif 000007
【図６】
2016200088.tif 000008
【図７】
2016200088.tif 000009
【図８】
2016200088.tif 000010
【図９】
2016200088.tif 000011
【図１０】
2016200088.tif 000012
【図１１】
2016200088.tif 000013
【図１２】
2016200088.tif 000014
【図１３】
2016200088.tif 000015