2023年度 第16回宇宙科学奨励賞
2024年3月7日（木）KKRホテル東京

端面燃焼式ハイブリッドロケットの燃焼特性および推力制御特性の解明
対象論文◆ Y. Saito et al., Fuel Regression Characteristics of a Novel Axial-Injection EndBurning Hybrid Rocket, J. Prop. Power, Vol. 34, No. 1, pp. 247-259. 2018.
◆ Y. Saito et al., High Pressure Fuel Regression Characteristics of Axial-Injection
End-Burning Hybrid Rockets, J. Prop. Power, Vol. 35, No. 2, pp. 328-341. 2019.
◆ Y. Saito et al., H. Nagata, Investigation of Throttling Response Characteristics ofAxial-Injection End-Burning Hybrid Rockets, Transactions of JSASS, Aerospace
Technology Japan, Vol. 16, No. 1, pp. 9-18, 2018.

東北大学・学際科学フロンティア研究所 助教
流体科学研究所（兼務）齋藤勇士

1．研究背景

–宇宙開発を支える化学ロケット

液体ロケット固体ロケットAtlas/Agena 1962

1ハイブリッドロケット (HR)Titan IV 1991

AMROC SET-1 1989例） 異常時の様子（Sierra Nevada Corporation）• 燃料と酸化剤を別々に貯蔵• 燃料を固相で貯蔵することでHRは安全性を大幅に向上

１．研究背景–従来式ハイブリッドロケット

 筒形燃料＋液体 もしくは 気体酸化剤
 境界層燃焼 → 燃料後退 r =  G n n: 0.5-0.8o

従来型ハイブリッドロケットの欠点◆ 燃料後退速度が遅い ：乱流境界層が厚いことにより対流熱伝達が弱い◆ 燃料後退速度が思ったほど上がらない：ブロッキング効果

後退速度の増加 → 気化燃料が増加 → 乱流境界層が厚くなる ➔ 対流熱伝達が悪化◆ O/Fシフト：燃焼中および推力制御のロケット性能低下
燃焼中および推力制御中に著しい O/F シフトが発生

2１．研究背景–端面燃焼式ハイブリッドロケット
Regression mode

酸素ガス

3
Flame-spreading mode

酸素ガス

Fuel (PMMA)×1.0※当倍速再生◼ 燃料に微小のポートを無数に配置◼ 酸化剤がそのポート内部を流れる◼ ポート出口で『Regression mode』を形成◼ 隣接ポートがつながる◼ 燃焼中の断面積は常に一定→ 燃焼中のO/Fシフトがない◼ 安定燃焼火炎：移動速度 ~ Pc
→ 推力制御中の O/F シフトがない

１．研究背景ウェットタオル式–端面燃焼式ハイブリッドロケット

4

端面燃焼式

ドライタオル式)s(61+x
ドリル加工)s(11+x)s(1.0+y)s(y)s(x
高精度光造形技術
noitingI)s(81+x

noitsubmoc daerps emalf fo ecnerruccO

永田、秋葉ら，ウェットタオル式ハイブリッドロケットに関する基礎研究，日本航空宇宙学会誌, 1997.

秋葉鐐二郎，特許番号：1998-288091Nagata et al., Combustion characteristics
of fibrous fuels for dry towel hybrid rocket
motor, The Journal of Space Technologyand Science, 1997.

橋本望，端面燃焼式ハイブリッドロケットの研究，博士論文，北海道大学，2004．

Nagata et al., Verification firings of endburning type hybrid rockets, Journal of
propulsion and power, 2017.

• 端面燃焼式HRのアイデアは、25年以上前（1997年の文献有）• 燃料製造性に困難あり（微細な孔を多数必要）• 高精度光造形技術（3Dプリンタ）によって、2017年に世界で初めて実証に成功••

北海道大学在学中の修士・博士研究が開始するタイミング
米国、中国で追従研究グループが成果を出し始めた

２．研究目的5

端面燃焼式ハイブリッドロケットの燃焼特性および推力制御特性を明らかにする
燃焼特性の解明

••
•
•

燃焼安定性
燃料後退特性
逆火問題

燃料直径
燃料長さ
ポート径
ポート数燃料充填率

38 mm
80 mm
0.3 mm43398%• 推力制御特性の解明••

応答特性
ヒステリス特性

直径0.2mmのギター線

高精度光造形技術（3Dプリンタ）によって造形された燃料（東京大学理学部との共同研究）

・・

燃焼試験概要（燃焼試験は北海道大学防爆実験棟で実施）

108: Pc:・mo: O/F

0.40.3

60.2
40.1

2020

40060

Time[s][s]
時間

酸化剤質量流量の一定供給に対して• 燃焼室圧力履歴：一定→ 燃焼中のO/F：一定• 燃料軸方向への熱バランス：安定燃焼器概要（水冷）Pc [MPa]
pressure, [MPa]Chamber
燃焼室圧力、Pc

酸化剤と燃料の質量流量比、O/F[-]
Oxidizer to fuel ratio, O/F [-]酸化剤質量流量、mo[g/s]mo [g/s]mass flow rate,Oxidizer

３．燃焼特性 -燃焼安定性

Y. Saito et al., “High Pressure Fuel Regression Characteristics of Axial-Injection
End-Burning Hybrid Rockets,“ J. Prop. Power, Vol. 35, No. 2, pp. 328-341. 2019.

6

３．燃焼特性 -燃料後退特性7

燃料後退速度 [mm/s]*北川ら，“小型固体モータを用いたロールトルク計測技術の開発，宇宙航空研究開発機構研究開発資料 (2011).

燃焼室圧力、Pc [MPa]Y. Saito et al., “High Pressure Fuel Regression Characteristics of Axial-Injection
End-Burning Hybrid Rockets,“ J. Prop. Power, Vol. 35, No. 2, pp. 328-341. 2019.

燃料後退速度の増加率 [%] の定性比較※定性指標であり試験条件によって異なることに注意
Ashley Karp and Elizabth Jens, Hybrid Rocket Propulsion Design Handbook, 2024.

◼ 燃料後退速度が燃焼室圧力にほぼ比例◼ 実測) 1 MPa: 6.0 mm/s
◼ 推定) 3 MPa: 18 mm/s (SRB-A*: 8.9 MPa → 8.7 mm/s)◼ 境界層燃焼から燃焼形態が変わることで、従来式で課題とされてきた「ブロッキング効果」を克服

３．燃焼特性 -逆火問題
燃料後退速度 [mm/s]

8

燃焼室圧力、Pc [MPa]Y. Saito et al., “High Pressure Fuel Regression Characteristics of Axial-Injection
End-Burning Hybrid Rockets,“ J. Prop. Power, Vol. 35, No. 2, pp. 328-341. 2019.

燃焼中の様子：①着火、②複数ポートの火炎入り込み、③④前端面で燃焼
齋藤ら，端面燃焼式ハイブリッドロケットの超小型衛星への応用， 日本航空宇宙学会誌 ，2018◼ 1.1 MPa 以上で，『逆火問題』 で端面燃焼を維持できず◼ ポート精度のばらつきが原因と推定◼ ポート精度向上が求められる

３．燃焼特性 -燃料後退特性

燃焼室圧力、Pc [MPa]端面燃焼式HR
従来式HR

酸化剤質量流量（設計点で正規化）◼ 圧力指数~1.0◼ 期待される高い推力制御特性◼ 酸化剤バルブの制御で推力を変更できる（cf. 液体ロット）※圧力指数が1を越えても、安定燃焼できる◼ “燃料”後退速度、長時間燃焼および推力制御燃焼試験からも安定性を確認

特性排気速度、c*（設計点で正規化）

燃料後退速度 [mm/s]

酸化剤と燃料の質量流量比、O/F [-]Y. Saito et al., “High Pressure Fuel Regression Characteristics of Axial-Injection
End-Burning Hybrid Rockets,“ J. Prop. Power, Vol. 35, No. 2, pp. 328-341. 2019.

9４．推力制御特性 -応答特性

End-Burning Hybrid Rockets,“ Transactions of JSASS, Aerospace Technology Japan, Vol.
16, No. 1, pp. 9-18, 2018.

燃焼室圧力、Pc [MPa]酸化剤質量流量、mo [g/s]Y. Saito End-Burning
et al., “Investigationof AIAAThrottling
ResponseYuji Saito et al., Investigation of Regression Characteristics under Relatively High-Pressure in Axial-Injection
Hybrid Rockets,
2017-4985,
2017. Characteristics of Axial-Injection

・時間 [s]10４．推力制御特性 -応答特性・

Y. Saito et al., “Investigation of Throttling Response Characteristics of Axial-Injection End-Burning
Hybrid Rockets,“ Transactions of JSASS, Aerospace Technology Japan, Vol. 16, No. 1, pp. 9-18, 2018.

応答時間 [s]燃焼室圧力、Pc [MPa]酸化剤質量流量、mo [g/s]Yuji Saito et al., Investigation of Regression Characteristics under Relatively High-Pressure in Axial-Injection End-Burning Hybrid Rockets, AIAA 2017-4985, 2017.

時間 [s]

酸化剤質量流量変化率 [g/s2]• 数秒オーダーの応答時間• 従来型：約 0.1 秒（固体燃料内の温度境界層発達）→端面燃焼式：推力制御時の Pc 応答時間は特有の問題• 酸化剤流量変化率にほぼ比例して、応答時間が増加• ポート内流速に敏感な燃焼形態• ポート内流速の増加によって燃焼火炎が一時的に後退する可能性

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４．推力制御特性 -ヒステリス特性

君野ら，端面燃焼式ハイブリッドロケットの推力制御時におけるヒステリシス特性に関する研究，日本航空宇宙学会論文集 67.4 (2019): 119-125.

酸化剤質量流量、mo [g/s]燃焼室圧力、Pc [MPa]サーボモーターによる流量制御

・

時間 [s]

12108

12t

1t

3t

4t

0.85t

60.61b2b43b4b5b6b20.40.2000102030
Time[s][s]
時間4050燃焼室圧力、Pc
pressure, P[MPa]Chamberc [MPa]・・moPc

pressure, P[MPa]Chamber
燃焼室圧力、Pcc [MPa]mo [g/s]mass flow rate,[g/s]Oxidizer
酸化剤質量流量、mo４．推力制御特性 -ヒステリス特性

君野ら，端面燃焼式ハイブリッドロケットの推力制御時におけるヒステリシス特性に関する研究，日本航空宇宙学会論文集 67.4 (2019): 119-125.

130.555t 4t 3t0.52t

0.451t0.46b0.355b4b 3b 2b0.30.25
41b567・
・
酸化剤質量流量、moOxidizer
mass flow rate, [g/s]mo [g/s]• 酸化剤質量流量を決めれば燃焼室圧力は一意に定まるはず…
2種類のヒステリシス✓ 酸化剤供給量の増減に対するヒステリシス特性（＝応答時間）✓ サイクルに対するヒステリシス特性• 原因は現在追求中• 推力制御中のポート形状変化に着目し現在研究中

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燃焼後の燃料

５．まとめ14

端面燃焼式ハイブリッドロケットの燃焼特性および推力制御特性を明らかにした
小型ロケット燃焼試験によって• 燃焼特性：長時間燃焼特性、燃料後退特性、逆火問題• 推力制御特性：応答時間、ヒステリス特性を明らかにした。
今後は
 諸問題の原因究明／解決
 実用化に向けた液体酸化剤を用いた燃焼特性解明
 基礎燃焼機構解明に向けた燃料後退を伴う数値計算が求められる。

アクリル液体酸素
Tsuji et al., Stabilized combustion of circular fuel ductwith liquid oxygen, Proceedings of the Combustion
Institute, 2021.

将来展望••••*株式会社ElevationSpace

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宇宙開発に貢献するべく（200回を超える）燃焼試験を通じて、端面燃焼式ハイブリッドロケットの燃焼特性を明らかにしてきた。
しかし、ハイブリッドロケットの技術成熟度レベル（TRL）が向上しない限りは、ミッションには利用されにくい
東北大学発ベンチャー企業*と共同研究を行い、ハイブリッドロケット（スラスタ）を用いた軌道離脱推進装置を開発中
宇宙科学研究所あきる野試験場にて燃焼試験を行わせていただいております。
研究と実用化の両輪を回しながら、宇宙開発に貢献して参ります

Ignition
systemSolid fuelNozzle

Oxidizertank

Hybridthruster

Yuji Saito et al., Proceedings. IAC 2023.

ハイブリッドスラスタへの着火技術に関する三者間共同研究契約の締結および燃焼実験の実施について（株式会社ElevationSpace）

プレスリリース（2023年3月23）

プレスリリース（2023年8⽉25⽇ ）

謝辞

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 宇宙科学振興会、本賞選考委員およびご来賓の皆様
 学士・修士・博士過程から現在に至るまで研究・教育への姿勢をお教えいただ
いた北海道大学・永田晴紀先生
 温かく見守ってくださっております嶋田先生をはじめとするハイブリッドロケットワーキンググループの皆様 燃料造形でご支援いただきました東京大学・理学部の皆様 冬の厳しい寒さに負けずに燃焼試験を共に行ってきた北大・端面燃焼チームの皆様、事務支援をしてくださった事務補佐員の皆様 ハイブリッドロケットの実用化に向けて支援いただいておりますJAXAおよび共同研究関係者の皆様
 研究環境を支援してくださる丸田先生（メンター）、早瀬先生（学際研所長）
 これまで支えてくれた母、兄、妻をはじめとする家族の皆様
お力添えいただいた全ての皆様に、この場をお借りして厚く御礼申し上げます。