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公開番号2025031297
公報種別公開特許公報(A)
公開日2025-03-07
出願番号2023137433
出願日2023-08-25
発明の名称ハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析方法、燃焼状態解析システム、および燃焼状態解析プログラム
出願人国立大学法人東北大学,株式会社ElevationSpace
代理人個人
主分類F02K 9/96 20060101AFI20250228BHJP(燃焼機関;熱ガスまたは燃焼生成物を利用する機関設備)
要約【課題】リアルタイムで比較的精度良くハイブリッドロケットエンジンのO/Fの時間履歴を求めることができるハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析方法、燃焼状態解析システム、および燃焼状態解析プログラムを提供する。
【解決手段】燃焼試験での、燃料消費量データM_f,exを含む試験データを取得する。燃焼試験で使用した推進剤に含まれる燃料と酸化剤との組合せにより、あらかじめ複数のO/Fの値に対する理論特性排気速度c^* _thを求め、c^* _th×{1+1/(O/F)}を、O/Fを変数とした第1のべき関数で近似する。試験データと第1のべき関数とに基づいて、任意の複数の特性排気速度効率η_c*の値に対する燃料消費量M_fを計算し、η_c*を変数とした第2のべき関数で近似する。その第2のべき関数と燃料消費量データM_f,exとに基づいて、燃焼試験でのη_c*の値を求め、燃焼試験でのO/Fの時間履歴を求める。
【選択図】図2
特許請求の範囲【請求項１】
ハイブリッドロケットエンジンの燃焼試験での、燃料消費量データＭ
ｆ，ｅｘ
を含む試験データを取得するデータ取得ステップと、
理論特性排気速度をｃ
＊
ｔｈ
、酸化剤と燃料との質量流量比をＯ／Ｆとしたとき、前記燃焼試験で使用した推進剤に含まれる燃料と酸化剤との組合せにより、あらかじめ複数のＯ／Ｆの値に対するｃ
＊
ｔｈ
を求め、ｃ
＊
ｔｈ
×｛１＋１／（Ｏ／Ｆ）｝を、Ｏ／Ｆを変数とした第１のべき関数で近似する第１近似ステップと、
特性排気速度効率をη
ｃ＊
としたとき、前記データ取得ステップで取得された前記試験データと、前記第１近似ステップで近似された前記第１のべき関数とに基づいて、任意の複数のη
ｃ＊
の値に対する燃料消費量Ｍ
ｆ
を計算し、その燃料消費量Ｍ
ｆ
を、η
ｃ＊
を変数とした第２のべき関数で近似する第２近似ステップと、
前記第２近似ステップで近似された前記第２のべき関数と、前記データ取得ステップで取得された前記燃料消費量データＭ
ｆ，ｅｘ
とに基づいて、前記燃焼試験でのη
ｃ＊
の値を求める特性排気速度効率計算ステップと、
前記特性排気速度効率決定ステップで決定されたη
ｃ＊
の値と、前記データ取得ステップで取得された前記試験データと、前記第１近似ステップで近似された前記第１のべき関数とに基づいて、前記燃焼試験でのＯ／Ｆの時間履歴を求めるＯ／Ｆ計算ステップとを
有することを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析方法。
続きを表示（約 3,800 文字）【請求項２】
前記試験データは、燃焼室圧力Ｐ
ｃ
の時間変化と、ノズルスロート断面積Ａ
ｔ
と、酸化剤質量流量ｄｍ
ｏ
／ｄｔの時間変化とを含み、
前記第１近似ステップは、近似する前記第１のべき関数を、ｃ
＊
ｔｈ
×｛１＋１／（Ｏ／Ｆ）｝＝Ａ（Ｏ／Ｆ）
Ｂ
として、Ａ、Ｂの値を求め、
前記第２近似ステップは、前記任意の複数のη
ｃ＊
の値に対して、（１）式によりＯ／Ｆの値を計算し、さらに（２）式により前記燃料消費量Ｍ
ｆ
の値を計算し（ここで、ｍ
ｆ
は燃料質量）、
TIFF
2025031297000009.tif
32
165
近似する前記第２のべき関数を、Ｍ
ｆ
＝Ｃ（η
ｃ＊
）
Ｄ
として、Ｃ、Ｄの値を求め、
前記特性排気速度効率計算ステップは、（３）式により前記燃焼試験でのη
ｃ＊
の値を求め、
TIFF
2025031297000010.tif
20
164
前記Ｏ／Ｆ計算ステップは、（１）式により前記燃焼試験でのＯ／Ｆの時間履歴を求めることを
特徴とする請求項１記載のハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析方法。
【請求項３】
前記第１近似ステップは、化学平衡計算を利用して、複数のＯ／Ｆの値に対するｃ
＊
ｔｈ
を求めるよう構成されていることを特徴とする請求項１または２記載のハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析方法。
【請求項４】
ハイブリッドロケットエンジンの燃焼試験での、燃料消費量データＭ
ｆ，ｅｘ
を含む試験データを取得するデータ取得手段と、
理論特性排気速度をｃ
＊
ｔｈ
、酸化剤と燃料との質量流量比をＯ／Ｆとしたとき、前記燃焼試験で使用した推進剤に含まれる燃料と酸化剤との組合せにより、あらかじめ複数のＯ／Ｆの値に対するｃ
＊
ｔｈ
を求め、ｃ
＊
ｔｈ
×｛１＋１／（Ｏ／Ｆ）｝を、Ｏ／Ｆを変数とした第１のべき関数で近似する第１近似手段と、
特性排気速度効率をη
ｃ＊
としたとき、前記データ取得手段で取得された前記試験データと、前記第１近似手段で近似された前記第１のべき関数とに基づいて、任意の複数のη
ｃ＊
の値に対する燃料消費量Ｍ
ｆ
を計算し、その燃料消費量Ｍ
ｆ
を、η
ｃ＊
を変数とした第２のべき関数で近似する第２近似手段と、
前記第２近似手段で近似された前記第２のべき関数と、前記データ取得手段で取得された前記燃料消費量データＭ
ｆ，ｅｘ
とに基づいて、前記燃焼試験でのη
ｃ＊
の値を求める特性排気速度効率計算手段と、
前記特性排気速度効率決定手段で決定されたη
ｃ＊
の値と、前記データ取得手段で取得された前記試験データと、前記第１近似手段で近似された前記第１のべき関数とに基づいて、前記燃焼試験でのＯ／Ｆの時間履歴を求めるＯ／Ｆ計算手段とを
有することを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析システム。
【請求項５】
前記試験データは、燃焼室圧力Ｐ
ｃ
の時間変化と、ノズルスロート断面積Ａ
ｔ
と、酸化剤質量流量ｄｍ
ｏ
／ｄｔの時間変化とを含み、
前記第１近似手段は、近似する前記第１のべき関数を、ｃ
＊
ｔｈ
×｛１＋１／（Ｏ／Ｆ）｝＝Ａ（Ｏ／Ｆ）
Ｂ
として、Ａ、Ｂの値を求め、
前記第２近似手段は、前記任意の複数のη
ｃ＊
の値に対して、（１）式によりＯ／Ｆの値を計算し、さらに（２）式により前記燃料消費量Ｍ
ｆ
の値を計算し（ここで、ｍ
ｆ
は燃料質量）、
TIFF
2025031297000011.tif
32
165
近似する前記第２のべき関数を、Ｍ
ｆ
＝Ｃ（η
ｃ＊
）
Ｄ
として、Ｃ、Ｄの値を求め、
前記特性排気速度効率計算手段は、（３）式により前記燃焼試験でのη
ｃ＊
の値を求め、
TIFF
2025031297000012.tif
20
164
前記Ｏ／Ｆ計算手段は、（１）式により前記燃焼試験でのＯ／Ｆの時間履歴を求めることを
特徴とする請求項４記載のハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析システム。
【請求項６】
前記第１近似手段は、化学平衡計算を利用して、複数のＯ／Ｆの値に対するｃ
＊
ｔｈ
を求めるよう構成されていることを特徴とする請求項４または５記載のハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析システム。
【請求項７】
コンピュータを、
ハイブリッドロケットエンジンの燃焼試験での、燃料消費量データＭ
ｆ，ｅｘ
を含む試験データを取得するデータ取得手段、
理論特性排気速度をｃ
＊
ｔｈ
、酸化剤と燃料との質量流量比をＯ／Ｆとしたとき、前記燃焼試験で使用した推進剤に含まれる燃料と酸化剤との組合せにより、あらかじめ複数のＯ／Ｆの値に対するｃ
＊
ｔｈ
を求め、ｃ
＊
ｔｈ
×｛１＋１／（Ｏ／Ｆ）｝を、Ｏ／Ｆを変数とした第１のべき関数で近似する第１近似手段、
特性排気速度効率をη
ｃ＊
としたとき、前記データ取得手段で取得された前記試験データと、前記第１近似手段で近似された前記第１のべき関数とに基づいて、任意の複数のη
ｃ＊
の値に対する燃料消費量Ｍ
ｆ
を計算し、その燃料消費量Ｍ
ｆ
を、η
ｃ＊
を変数とした第２のべき関数で近似する第２近似手段、
前記第２近似手段で近似された前記第２のべき関数と、前記データ取得手段で取得された前記燃料消費量データＭ
ｆ，ｅｘ
とに基づいて、前記燃焼試験でのη
ｃ＊
の値を求める特性排気速度効率計算手段、
前記特性排気速度効率決定手段で決定されたη
ｃ＊
の値と、前記データ取得手段で取得された前記試験データと、前記第１近似手段で近似された前記第１のべき関数とに基づいて、前記燃焼試験でのＯ／Ｆの時間履歴を求めるＯ／Ｆ計算手段、
として機能させることを特徴とするハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析プログラム。
【請求項８】
前記試験データは、燃焼室圧力Ｐ
ｃ
の時間変化と、ノズルスロート断面積Ａ
ｔ
と、酸化剤質量流量ｄｍ
ｏ
／ｄｔの時間変化とを含み、
前記第１近似手段は、近似する前記第１のべき関数を、ｃ
＊
ｔｈ
×｛１＋１／（Ｏ／Ｆ）｝＝Ａ（Ｏ／Ｆ）
Ｂ
として、Ａ、Ｂの値を求め、
前記第２近似手段は、前記任意の複数のη
ｃ＊
の値に対して、（１）式によりＯ／Ｆの値を計算し、さらに（２）式により前記燃料消費量Ｍ
ｆ
の値を計算し（ここで、ｍ
ｆ
は燃料質量）、
TIFF
2025031297000013.tif
32
165
近似する前記第２のべき関数を、Ｍ
ｆ
＝Ｃ（η
ｃ＊
）
Ｄ
として、Ｃ、Ｄの値を求め、
前記特性排気速度効率計算手段は、（３）式により前記燃焼試験でのη
ｃ＊
の値を求め、
TIFF
2025031297000014.tif
20
164
前記Ｏ／Ｆ計算手段は、（１）式により前記燃焼試験でのＯ／Ｆの時間履歴を求めることを
特徴とする請求項７記載のハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析プログラム。
【請求項９】
前記第１近似手段は、化学平衡計算を利用して、複数のＯ／Ｆの値に対するｃ
＊
ｔｈ
を求めるよう構成されていることを特徴とする請求項７または８記載のハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析プログラム。

発明の詳細な説明【技術分野】
【０００１】
本発明は、ハイブリッドロケットエンジンの燃焼状態解析方法、燃焼状態解析システム、および燃焼状態解析プログラムに関する。
続きを表示（約 2,500 文字）【背景技術】
【０００２】
ロケットエンジンには、主に固体推進剤ロケットエンジン、液体推進剤ロケットエンジン、ハイブリッドロケットエンジンがある。固体推進剤ロケットエンジンは、構造が比較的単純で、小型化しやすく、燃料の保存も容易であるが、燃焼の制御が難しい。液体推進剤ロケットエンジンは、固体推進剤ロケットに比べて燃焼の制御は容易であるが、燃料の保存が難しく、爆発時の危険性が高く、打ち上げプロセスも複雑である。ハイブリッドロケットエンジンは、これら両者の利点を併せ持っており、特に、燃料を固相に貯蔵しつつ、酸化剤を個々に貯蔵できるため、安全性が高いという特徴を有している。
【０００３】
ロケットエンジンにおいて、酸化剤の質量流量と燃料の質量流量との和である推進剤質量流量は、重要な燃焼データの一つである。液体推進剤ロケットエンジンでは、燃料および酸化剤が共に液体であるため、推進剤質量流量を容易に計測することができる。また、固体推進剤ロケットエンジンでは、固体推進剤のガス化速度が推進剤質量流量に相当しており、これを直接計測することは困難であるが、Ｏ／Ｆ（酸化剤と燃料との質量流量比）は、固体推進剤の組成ごとに既に調べられており、既知である。Ｏ／Ｆが既知であるため、化学平衡計算により、ノズルを流れる燃焼ガスの組成が得られ、燃焼室の圧力履歴とノズルスロートの面積とから、推進剤の質量流量の履歴を容易に得ることができる。
【０００４】
これに対し、ハイブリッドロケットエンジンでは、気体または液体である酸化剤の質量流量は、容易に計測することができるが、燃料の質量流量は、燃料のガス化速度で与えられるため、直接計測することが困難である。燃料の質量流量が計測できなければ、Ｏ／Ｆも未知となるため、固体推進剤ロケットエンジンのように、燃焼室の圧力とノズルスロートの面積とから、推進剤の質量流量を求めることはできない。このため、ハイブリッドロケットエンジンでは、燃焼データを取得する際に、燃焼前後の燃料の重量を計測し、得られた質量差を燃焼時間で除した質量平均燃料質量流量を、燃料の質量流量とすることが一般的に行われてきた。
【０００５】
しかし、実際のハイブリッドロケットエンジンの燃料後退速度および燃料ガス化速度は、燃焼中に一定ではなく、非線形性を有するため、重量平均燃料質量流量を使用する方法では、誤差が発生してしまうという問題があった。そこで、従来、ハイブリッドロケットエンジンの燃料流量やＯ／Ｆの履歴を取得する方法として、固体燃料の厚さや重量などを直接計測する方法、および、容易に計測可能な燃焼室の圧力や酸化剤の流量の履歴などから推定する方法（再現法）が提案されている。
【０００６】
直接計測する方法としては、例えば、燃焼中に燃料が後退する様子をカメラで撮影して、時空間解像した燃料後退速度を取得する方法（例えば、非特許文献１参照）や、ロケット燃焼器に搭載した超音波センサで燃料厚さを計測することにより、ロケット燃焼器内の時間解像での燃料後退速度を取得する方法（例えば、非特許文献２参照）、管状固体燃料に対してＸ線計測を行うことにより、固体燃料の時間解像および一部空間解像での計測を行う方法（例えば、非特許文献３）、３次元プリンタ造形により、非導電性材料である固体燃料に、導電性材料を配合して電極ネットワークが形成された燃料を製造し、その電極ネットワークの物理量を計測することにより、時間解像および一部空間解像での燃料後退速度を取得する方法（例えば、特許文献１参照）が開発されている。
【０００７】
しかし、これらの直接計測する方法のうち、非特許文献１に記載の方法は、矩形燃料を用いた燃焼試験に対するものであり、使用できる燃料に制限があるだけでなく、ロケットエンジンの燃焼試験に適用するのは困難であるという問題があった。また、非特許文献２に記載の方法は、点での計測であるため、ロケットエンジン全体でのＯ／Ｆの時間履歴を得ることはできないという問題があった。また、非特許文献３に記載の方法も、固体燃料の一部分での計測であり、やはりロケットエンジン全体でのＯ／Ｆの時間履歴を得ることはできないという問題があった。また、特許文献１に記載の方法では、固体燃料の内部に電極を入れるために、３次元プリンタ造形を行う必要があり、使用できる燃料の種類に制限があるという問題や、ロケットエンジン全体でのＯ／Ｆの時間履歴を得ることはできないという問題があった。
【０００８】
これに対し、再現法では、燃焼試験データと化学平衡計算とを用いて２段階の収束計算を行うことにより、使用する固体燃料の種類によらず、ロケットエンジン全体の各時間でのＯ／Ｆ（Ｏ／Ｆの時間履歴）を求めることができ、直接計測する方法の問題を解決することができる。再現法では、以下のようにしてＯ／Ｆの時間履歴を求めることができる（例えば、非特許文献３乃至５参照）。
【０００９】
すなわち、特性排気速度効率をη
ｃ＊
、理論特性排気速度をｃ
＊
ｔｈ
、燃焼室圧力をＰ
ｃ
、ノズルスロート断面積をＡ
ｔ
、酸化剤質量をｍ
ｏ
、酸化剤質量流量をｄｍ
ｏ
／ｄｔ（以下、「ｍ
ｏ
」の上にドットを付したものも同じである）、燃焼試験での燃料消費量データをＭ
ｆ，ｅｘ
とすると、以下の（ａ）式および（ｂ）式の関係がある。また、燃料消費量Ｍ
ｆ
は、Ｏ／Ｆを使用して、（ｃ）式で表される。ここで、ｍ
ｆ
は燃料質量、ｄｍ
ｆ
／ｄｔは燃料質量流量（以下、「ｍ
ｆ
」の上にドットを付したものも同じである）である。
【００１０】
TIFF
2025031297000002.tif
52
163
（【００１１】以降は省略されています）

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