(57)【要約】【課題】ロケットエンジンの供試ノズルの検証試験を、非燃焼状態で簡易且つ低コストに行う。【解決手段】ペブルヒータタンク１０のペブル１２を加熱した状態でエジェクタ４１によりタンク本体１１内を真空にし、噴射気体供給源３０から噴射気体である炭酸ガスをタンク本体１１内に吸引する。タンク本体１１内に吸引された炭酸ガスは高温・高圧になる。この高温・高圧の炭酸ガスを、供試ノズルＮが取り付けられたテストチャンバ２０にブローダウン供給し、供試ノズルＮから噴射して検証試験をする。テストチャンバ２０はエジェクタ４１により真空引きされて背圧が発生する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
水分を含まない気体である噴射気体を供給する噴射気体供給源と、
噴射気体用弁が介装された噴射気体用配管により前記噴射気体供給源に接続されると共に、収容した気体を加熱する加熱容器装置と、
飛翔機器の部品を小型化した供試体が取り付けられると共に、ブローダウン用弁が介装されたブローダウン用配管により前記加熱容器装置に接続されたテストチャンバと、
負圧発生用弁が介装された負圧発生用配管により前記加熱容器装置に接続されると共に、背圧発生用配管により前記テストチャンバに接続されて気体を吸引する吸引機構と、
を有することを特徴とする飛翔機器の検証試験装置。
【請求項２】
請求項１において、
前記加熱容器装置は、タンク本体と、前記タンク本体内に収容されたペブルと、前記ペブルを加熱する加熱機器を備えたペブルヒータタンクであることを特徴とする飛翔機器の検証試験装置。
【請求項３】
請求項１または請求項２において、
前記吸引機構は、エジェクタと、前記エジェクタに高圧空気を送って前記エジェクタの吸引動作をさせる高圧空気源を有していることを特徴とする飛翔機器の検証試験装置。
【請求項４】
請求項１から請求項３のいずれか一項において、
前記噴射気体は炭酸ガスであることを特徴とする飛翔機器の検証装置。
【請求項５】
請求項１の飛翔機器の検証試験装置を用いて検証試験を行う方法であって、
前記テストチャンバに前記供試体を取り付け、
次に、前記加熱容器装置の内部を加熱状態にし、
次に、前記ブローダウン用弁及び前記噴射気体用弁を閉じると共に前記負圧発生用弁を開いた状態にして、前記吸引機構により前記加熱容器装置の内部を吸引して負圧状態にし、
次に、前記噴射気体用弁を開いて前記噴射気体供給源から前記気体を前記加熱容器装置内に送り、前記加熱容器装置内の圧力が予め設定した圧力になったら前記噴射気体用弁を閉じ、
次に、前記吸引機構により前記テストチャンバの内部を吸引して負圧状態にし、
次に、前記ブローダウン用弁を開いて前記加熱容器装置内で高温・高圧になった前記噴射気体をテストチャンバに送って前記供試体を前記噴射気体に晒す、
ことを特徴とする飛翔機器の検証方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、飛翔機器の検証試験装置及び検証試験方法に関するものであり、高空を飛翔するロケットやジェット機等、高空を飛翔する飛翔機器の要素（ロケットエンジンの部品やジェットエンジンの部品等）の検証試験を、非燃焼状態にして簡易且つ低コストで行えるように工夫したものである。
【背景技術】
【０００２】
液体ロケットエンジンでは、推進剤として例えば、燃料である液体水素と酸化剤である液体酸素を燃焼室に送り込んで燃焼させ、高温・高圧の燃焼ガスをノズルから高速に噴射して推力を得ている。このようなロケットエンジンの開発に当たっては、地上の性能確認試験場において燃焼試験を行って検証を行っている。
【０００３】
例えば、ロケットエンジンの要素であるノズルの空力的性能や熱的性能を向上させるため、地上の性能確認試験場において、試作品であるノズル（以下「試作ノズル」と称する）に対して、エジェクタを備えた燃焼風洞装置を用いて周囲環境条件を地上から高空（例えば地上３０ｋｍ）までの各位置と同様な条件に設定し、燃焼試験を行っている。これにより、周囲環境条件や燃焼条件等を異ならせた種々の検証試験を行い、試作ノズルの形状が適切であるか、不安定振動が発生しないか、冷却が適切に行われているか等の検証を行っている（例えば、特許文献１参照）。
【０００４】
検証試験の結果、試作ノズルの性能等が良好であれば、試作ノズルは実機のノズルとして使用される。つまり、試作ノズルは、実機のノズルとして使用できるような、形状、寸法、材料になっている。
【０００５】
従来では、このように実機と同等の寸法等になっている試作ノズルの検証試験を行う場合、実際のロケット推進剤（例えば、液体酸素、液体水素、ガス水素、液化天然ガス、ガスメタン、ケロシン等）を燃焼させた燃焼ガス（主流ガス）を、実際のロケットの発射状態と同様な状態にして試作ノズルから噴射し、各種の性能を確認していた。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】特開昭６２−４５９６５号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従来技術では、例えば試作ノズルを、地上の性能確認試験場において検証試験をする場合には、次のような条件（１）−（３）を満たした状態で行うため、性能確認試験場は大規模なものとなり、試験コストが高くなっていた。
（１）  周囲環境条件を地上から高空（例えば地上３０ｋｍ）までの各位置と同様な条件に設定して燃焼試験を行う。
（２）  試作ノズルは、寸法等が実機と同じであり、大きい。
（３）  燃焼試験を行う場合、実際のロケット推進剤（例えば、液体酸素、液体水素、ガス水素、液化天然ガス、ガスメタン、ケロシン等）を燃焼させた燃焼ガスを、実際のロケットの発射状態と同様な状態にして試作ノズルから噴射する。
【０００８】
本発明は、上記従来技術に鑑み、ロケットのロケットエンジンやジェット機のジェットエンジン（次世代超音速ジェットエンジン）等、高空を飛翔する飛翔機器の部品（要素）の検証試験を、非燃焼状態にして簡易且つ低コストで行うことができる、飛翔機器の検証試験装置及び検証試験方法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】
【０００９】
上記課題を解決する本発明の、飛翔機器の検証試験装置は、
水分を含まない気体である噴射気体を供給する噴射気体供給源と、
噴射気体用弁が介装された噴射気体用配管により前記噴射気体供給源に接続されると共に、収容した気体を加熱する加熱容器装置と、
飛翔機器の部品を小型化した供試体が取り付けられると共に、ブローダウン用弁が介装されたブローダウン用配管により前記加熱容器装置に接続されたテストチャンバと、
負圧発生用弁が介装された負圧発生用配管により前記加熱容器装置に接続されると共に、背圧発生用配管により前記テストチャンバに接続されて気体を吸引する吸引機構と、
を有することを特徴とする。
【００１０】
また本発明の、飛翔機器の検証試験装置は、
前記加熱容器装置は、タンク本体と、前記タンク本体内に収容されたペブルと、前記ペブルを加熱する加熱機器を備えたペブルヒータタンクであることを特徴とする。
【００１１】
また本発明の、飛翔機器の検証試験装置は、
前記吸引機構は、エジェクタと、前記エジェクタに高圧空気を送って前記エジェクタの吸引動作をさせる高圧空気源を有していることを特徴とする。
【００１２】
また本発明の、飛翔機器の検証試験装置は、
前記噴射気体は炭酸ガスであることを特徴とする。
【００１３】
また本発明の、飛翔機器の検証試験方法は、
上記の飛翔機器の検証試験装置を用いて検証試験を行う方法であって、
前記テストチャンバに前記供試体を取り付け、
次に、前記加熱容器装置の内部を加熱状態にし、
次に、前記ブローダウン用弁及び前記噴射気体用弁を閉じると共に前記負圧発生用弁を開いた状態にして、前記吸引機構により前記加熱容器装置の内部を吸引して負圧状態にし、
次に、前記噴射気体用弁を開いて前記噴射気体供給源から前記気体を前記加熱容器装置内に送り、前記加熱容器装置内の圧力が予め設定した圧力になったら前記噴射気体用弁を閉じ、
次に、前記吸引機構により前記テストチャンバの内部を吸引して負圧状態にし、
次に、前記ブローダウン用弁を開いて前記加熱容器装置内で高温・高圧になった前記噴射気体をテストチャンバに送って前記供試体を前記噴射気体に晒す、
ことを特徴とする。
【発明の効果】
【００１４】
本発明によれば、実際のロケット推進剤を燃焼することなく、簡易かつ低コストで、飛翔機器の要素（部品）の検証試験を行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】本発明の実施例に係る検証試験装置を示す系統概念図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
以下、本発明に係る、飛翔機器の検証試験装置及び検証試験方法を、実施例に基づき詳細に説明する。
【００１７】
〔実施例〕
図１は、実施例に係る検証試験装置１００を示す系統概念図である。本実施例では、例えば、ロケットエンジンのノズルの検証試験を行う。
この検証試験装置１００は、噴射気体を加熱しつつ加圧状態で貯気する加熱容器装置であるペブルヒータタンク１０と、テストチャンバ２０と、噴射気体である炭酸ガス（ＣＯ2）を供給する噴射気体供給源３０と、吸引機構４０を主要部材として構成している。
【００１８】
ペブルヒータタンク１０では、タンク本体１１内に多数のペブル（アルミナの玉）１２が収納されている。タンク本体１１内にはガスバーナ１３が備えられている。配管Ｌ１を通してガスバーナ１３に燃料ガス（プロパンガス）を供給してタンク本体１１内で燃焼することにより、ペブル１２を加熱することができる。配管Ｌ１には弁Ｖ１が介装されている。
【００１９】
テストチャンバ２０は、供試体である供試ノズルＮが配置される室である。詳細は後述するが、高温・高圧になった噴射気体（炭酸ガス）がペブルヒータタンク１０からテストチャンバ２０に供給され、この高温・高圧の噴射気体が供試ノズルＮから噴射されるように、供試ノズルＮがテストチャンバ２０に取り付けられる。つまり、実機のノズルが燃焼ガスに晒されるのと同様な状態で、供試ノズルＮが噴射気体に晒される状態になるように、供試ノズルＮがテストチャンバ２０に取り付けられる。そして、供試ノズルＮから噴射された（供試ノズルＮを晒した）噴射気体は、テストチャンバ２０内に噴射される。
なお、供試ノズルＮは、実機のノズルを小型化（ダウンサイズ）した模擬のノズルである。供試ノズルＮは、実機のノズルに対して寸法は小さいが（例えば１／１０のサイズ）、ノズルとしての機能は、実機と同等なものになっている。
テストチャンバ２０は、弁（ブローダウン用弁）Ｖ２が介装された配管（ブローダウン用配管）Ｌ２により、ペブルヒータタンク１０のタンク本体１１に接続されている。
【００２０】
噴射気体供給源３０は、液化炭酸ガスが充填されたガスボンベ３１と気化器３２を備えている。ガスボンベ３１と気化器３２は、弁（噴射気体用弁）Ｖ３１が介装された配管（噴射気体用配管）Ｌ３１により接続されている。気化器３２は、弁（噴射気体用弁）Ｖ３２が介装された配管（噴射気体用配管）Ｌ３２により、ペブルヒータタンク１０のタンク本体１１に接続されている。
【００２１】
吸引機構４０は、エジェクタ４１と、サイレンサ４２と、空気タンク４３と、コンプレッサ４４を有している。空気タンク４３とコンプレッサ４４により、高圧空気源が形成されている。
エジェクタ４１とペブルヒータタンク１０のタンク本体１１は、弁（負圧発生用弁）Ｖ４１が介装された配管（負圧発生用配管）Ｌ４１により接続されている。エジェクタ４１とテストチャンバ２０は、配管（背圧発生用配管）Ｌ４２により接続されている。エジェクタ４１と空気タンク４３は弁（エジェクタ駆動用弁）Ｖ４３−１，Ｖ４３−２が介装された配管（エジェクタ駆動用配管）Ｌ４３により接続されている。空気タンク４３とコンプレッサ４４は配管Ｌ４４により接続されている。
サイレンサ４２は、エジェクタ４１の出口開口を囲む状態でエジェクタ４１の下流側に取り付けられている。
【００２２】
次に、上記構成となっている検証試験装置１００を用いて検証試験をする手順（試験方法）を説明する。
【００２３】
準備手順では、供試ノズルＮをテストチャンバ２０に取り付ける。また、弁Ｖ３１，Ｖ３２を閉じた状態でガスボンベ３１に液化炭酸ガスを高圧で充填しておく。更に、弁Ｖ４３−１，Ｖ４３−２を閉じた状態でコンプレッサ４４を駆動することにより、圧縮空気を空気タンク４３に送って空気タンク４３に圧縮空気を貯気する。空気タンク４３に貯気する圧縮空気の圧力は、数十ＭＰａにする。空気タンク４３に貯気した空気圧力が、予め決めた圧力に達したらコンプレッサ４４を停止する。
【００２４】
上記の準備手順が完了したら、弁Ｖ２，Ｖ４１を閉じた状態にし、弁Ｖ１を開きガスバーナ１３に燃料ガス（プロパンガス）を供給して、ガスバーナ１３にて燃料ガスを燃焼し、ペブル１２を加熱する。ペブル１２は短時間で数百℃まで加熱される。ペブル１２が予め設定した目標温度に達したら、弁Ｖ１を閉じ、ガスバーナ１３による加熱を停止する。
【００２５】
次に弁Ｖ４３−１，Ｖ４３−２を開き、空気タンク４３から圧縮空気をエジェクタ４１に送り、エジェクタ４１の吸引動作を開始する。エジェクタ４１の吸引動作が開始したら、弁Ｖ４１を開く。そうすると、ペブルヒータタンク１０のタンク本体１１内の空気が配管Ｌ４１を通ってエジェクタ４１により吸引される。タンク本体１１内の空気圧が予め設定した負圧になったところで、弁Ｖ４１を閉じてタンク本体１１内の負圧状態を保持し、また、弁Ｖ４３−１，Ｖ４３−２を閉じ、エジェクタ４１への圧縮空気の供給を中断して、エジェクタ４１の吸引動作を停止する。
【００２６】
このようにして、ペブル１２が加熱され、タンク本体１１内が負圧になったところで、弁Ｖ３１，Ｖ３２を開く。そうすると、液化炭酸ガスが配管Ｌ３１を通って気化器３２に送られて、炭酸ガス（ＣＯ2）になる。この炭酸ガスは水分を含んでいない。炭酸ガスは配管Ｌ３２を通ってペブルヒータタンク１０のタンク本体１１内に吸引されてタンク本体１１に供給される。
炭酸ガスがタンク本体１１内の負圧により吸引されることにより、タンク本体１１内に予め設定した数ＭＰａの炭酸ガスが溜まったら、弁Ｖ３１，Ｖ３２を閉じタンク本体１１への炭酸ガスの供給を停止する。
【００２７】
ペブルヒータタンク１０のタンク本体１１内に溜まった高圧（数ＭＰａ）の炭酸ガスは、ペブル１２により加熱され、数百℃にまで温度上昇する。このようにして、ペブルヒータタンク１０のタンク本体１１内には、高圧で高温の炭酸ガスがタンク本体１１内に貯気される。
【００２８】
次に、再び弁Ｖ４３−１，Ｖ４３−２を開き、空気タンク４３から圧縮空気をエジェクタ４１に送り、エジェクタ４１の吸引動作を再開する。この吸引動作によりテストチャンバ２０内の空気が配管Ｌ４２を通して吸引され、テストチャンバ２０内が負圧になる。つまり、テストチャンバ２０内を高空の環境状態に相当する負圧（背圧）状態にする。
【００２９】
弁Ｖ２を開くと、高温・高圧の炭酸ガスが、配管Ｌ２を通ってテストチャンバ２０に送られ、高温・高圧の炭酸ガスが、供試ノズルＮから、負圧になっているテストチャンバ２０内に膨張しつつ噴射（ブローダウン）される。この噴射時の供試ノズルＮの状況を検査することにより、各種の検証試験をすることができる。
【００３０】
高温・高圧の炭酸ガスが供試ノズルＮから膨張しつつ噴射されたときには、炭酸ガスの噴射後の圧力は、噴射前の圧力に対して、数百分の一の大きさになり、膨張に伴う圧力の急激な低下により、炭酸ガスの温度は急激に低下する。このような急激な温度低下が発生しても、噴射気体である炭酸ガスには水分が含まれていないので、水分が凝縮した氷が供試ノズルＮに付着するという不具合は発生しない。
なお、仮に炭酸ガスの代わりに空気を用いたとすると、高温・高圧の空気が噴射されて膨張すると、急激な圧力低下に伴い空気の温度は急激に低下し、空気に含まれていた水分が凝縮し、この氷が供試ノズルＮに付着することがある。氷が供試ノズルＮに付着すると、供試ノズルＮの振動状態が変化する等の事象が発生し、正確な検証ができないという問題が生ずる。
【００３１】
供試ノズルＮから噴射された炭酸ガスは、配管Ｌ４２を介してエジェクタ４１により吸引され、サイレンサ４２を通り消音されてから、大気に放出される。空気タンク４３からエジェクタ４１に送られた圧縮空気も、エジェクタ４１から出た後、サイレンサ４２を通り消音されてから、大気に放出される。
【００３２】
本例において、供試ノズルＮから炭酸ガスを噴射しているときに、弁Ｖ４３−１を開にした状態で、弁Ｖ４３−２の開度を調整することにより、エジェクタ４１の吸引力を調整することにより、噴射時におけるテストチャンバ２０内の負圧（背圧）を調整することができる。このようにすることにより、背圧条件が異なる各環境条件下での検証試験を行うことができる。
【００３３】
本例では、実際のロケット推進剤（例えば、液体水素と液体酸素）を燃焼させることなく、水分を含まない噴射気体（炭酸ガス）を用いて検証試験をすることができるので、ロケット推進剤を燃焼させるための燃焼器等は不要である。また、実機のノズルではなく、実機のノズルに対してスケールダウンした供試ノズルＮを使用している。このようなことから、本例の検証試験装置１００は、簡単で小サイズでありながら、簡易且つ低コストで検証試験を行うことができる。
【００３４】
上記の例では供試ノズルＮの検証試験を行っているが、ロケットの先頭部分の部品であるコーン（ペイロード）を小型化（ダウンサイズ）した供試コーンや、次世代超高速ジェットエンジンのノズルを小型化（ダウンサイズ）した供試ノズルを、テストチャンバ２０にとりつけることにより、このような要素（部品）の検証試験をすることもできる。
【００３５】
また上記の例では、噴射気体として炭酸ガスを用いたが、噴射気体としては、その他に、空気、窒素、ヘリウムガス等を用いることもできる。
【００３６】
更に上記の例では、加熱容器装置としてペブルヒータタンク１０を用いているが、噴射気体を高圧で貯気して加熱できる装置であれば、ペブルヒータタンクに限定するものではない。例えば、高圧タンクに熱交換器等の加熱機器を備えた装置等を採用することができる。
【産業上の利用可能性】
【００３７】
本発明は、ロケットやジェット機等、高空を飛翔する飛翔機器の要素（部品）の検証試験を行うのに利用することができる。
【符号の説明】
【００３８】
１０  ペブルヒータタンク
１１  タンク本体
１２  ペブル
１３  ガスバーナ
２０  テストチャンバ
３０  噴射気体供給源
３１  ガスボンベ
３２  気化器
４０  吸引機構
４１  エジェクタ
４２  サイレンサ
４３  空気タンク
４４  コンプレッサ
１００  検証試験装置
Ｎ  供試ノズル
【図１】
2017129518.tif 000003