特許ウォッチ

公開番号2025078219
公報種別公開特許公報(A)
公開日2025-05-20
出願番号2023190637
出願日2023-11-08
発明の名称ハイブリッドロケット
出願人学校法人千葉工業大学,日油株式会社,国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
代理人個人,個人,個人,個人,個人
主分類F02K 9/72 20060101AFI20250513BHJP(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】ノズルの耐久性を向上できるハイブリッドロケットを提供する。
【解決手段】ハイブリッドロケットは、固体燃料を収容する収容室と、酸化剤及び燃料ガスを混合して燃焼させるための燃焼室と、が形成された機体と、前記燃焼室に前記酸化剤を供給するための酸化剤供給部と、前記固体燃料を着火するための点火装置と、前記燃料ガス及び前記酸化剤が混合及び燃焼することにより生じたガスを噴出するノズルと、を備え、前記ノズルは、前記ガスを噴出するための流路を形成するカウル及びスパイクを備え、前記スパイクは、単一の部材で形成されている。
【選択図】図1
特許請求の範囲【請求項１】
固体燃料を収容する収容室と、酸化剤及び燃料ガスを混合して燃焼させるための燃焼室と、が形成された機体と、
前記燃焼室に前記酸化剤を供給するための酸化剤供給部と、
前記固体燃料を着火するための点火装置と、
前記燃料ガス及び前記酸化剤が混合及び燃焼することにより生じたガスを噴出するノズルと、を備え、
前記ノズルは、前記ガスを噴出するための流路を形成するカウル及びスパイクを備え、
前記スパイクは、単一の部材で形成されている、
ハイブリッドロケット。
続きを表示（約 730 文字）【請求項２】
前記スパイクは、
前記燃焼室に通じる孔が形成されたプレート部と、
前記プレート部に繋がり、前記カウルとの間で前記孔から流出したガスの流路を形成するプラグ部と、を備え、
前記プレート部及び前記プラグ部は、前記単一の部材を構成している、
請求項１に記載のハイブリッドロケット。
【請求項３】
前記孔は、前記プレート部に複数形成されている、
請求項２に記載のハイブリッドロケット。
【請求項４】
前記プレート部は、前記燃焼室に面する一面を有する円板状であり、
複数の前記孔は、前記プレート部の周方向に等間隔で配置されている、
請求項３に記載のハイブリッドロケット。
【請求項５】
前記カウルは、ガス噴出方向の下流側に向かうに従って内径が漸次縮小するスロート部を有し、
前記プラグ部は、前記ガス噴出方向の下流側に向かうに従って外形が漸次縮小するとともに、前記スロート部との間で前記孔から流出したガスの流路を形成するテーパ部を有し、
前記プレート部に形成された前記孔の総面積は、前記スロート部と前記テーパ部との間の流路断面積の最小値の２倍以上である、
請求項２から４の何れか一項に記載のハイブリッドロケット。
【請求項６】
前記単一の部材は、グラファイトを主成分として形成されている、
請求項１から４の何れか一項に記載のハイブリッドロケット。
【請求項７】
前記固体燃料は、テトラ－オールグリシジルアジドポリマーを含む、
請求項１から４の何れか一項に記載のハイブリッドロケット。

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に関する。
続きを表示（約 2,000 文字）【背景技術】
【０００２】
宇宙輸送機用推力発生源及び人工衛星用スラスタ等の推進装置として、ハイブリッドロケットが知られている。ハイブリッドロケットは、一般的に固体の燃料と液体又は気体の酸化剤とを推進剤として使用する。燃料と酸化剤との相が互いに異なるため、容易に混合及び燃焼が生じず、固体ロケット及び液体ロケットに比べて推進剤の管理が容易である。中でもポリマーを固体燃料として使用したハイブリッドロケットは、貯蔵及び輸送時の管理が容易である。
例えば、特許文献１には、固体燃料を収容する燃料ガス生成室と、酸化剤と燃料ガスを混合して燃焼させるための燃焼室とが一体に形成されているハイブリッドロケットが開示されている。燃焼室において燃料ガス及び酸化剤が混合及び燃焼することにより生じた高温及び高圧のガスをノズルから噴出することで、ハイブリッドロケットの推力を得ている。特許文献１では、ノズルとしてラバール・ノズル等を例示している。一方、ノズルとしては、エアロスパイクノズルが知られている。
従来の円錐型ノズル（ラバール・ノズル等）は、一定の周囲圧力を想定して設計されており、構造がシンプルで製作が容易といった長所がある一方で、真空中でノズル効率が低下する、ノズルのスカート部を伸展させる工夫により使用できる場合もあるが全長が大きくなりやすく重量が増加する、といった短所がある。
従来のエアロスパイクノズルは、２つの部品（カウル及びスパイク）から構成されており、周囲圧力の変化に対応可能といった長所がある一方で、構造が複雑で重量が増加するといった短所がある。
例えば、小型人工衛星のエンジンに適用するには、真空に対応可能なノズルである必要があるため、エアロスパイクノズルが選択される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
特開２０２０－７９６０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ところで、従来のエアロスパイクノズルを構成するスパイクは、２つの部品（バッフルプレート及びプラグ）から構成されている。例えば、バッフルプレートは、金属製のネジ等でプラグに固定される。この場合、スパイクに熱が加わった際に各部材の熱膨張率の差により、スパイクが損傷（割れたり欠けたりする等）してしまう可能性がある。そのため、スパイク（エアロスパイクノズル）の耐久性を更に向上する余地がある。
【０００５】
そこで本発明は、ノズルの耐久性を向上できるハイブリッドロケット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】
【０００６】
本発明の一態様に係るハイブリッドロケットは、固体燃料を収容する収容室と、酸化剤及び燃料ガスを混合して燃焼させるための燃焼室と、が形成された機体と、前記燃焼室に前記酸化剤を供給するための酸化剤供給部と、前記固体燃料を着火するための点火装置と、前記燃料ガス及び前記酸化剤が混合及び燃焼することにより生じたガスを噴出するノズルと、を備え、前記ノズルは、前記ガスを噴出するための流路を形成するカウル及びスパイクを備え、前記スパイクは、単一の部材で形成されている。
【発明の効果】
【０００７】
上記態様によれば、ノズルの耐久性を向上できるハイブリッドロケットを提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
実施形態に係るハイブリッドロケットの断面図。
実施形態に係るカウルの平面図。
図２のＩＩＩ－ＩＩＩ断面図。
実施形態に係るスパイクの平面図。
図４のＶ－Ｖ断面図。
比較例１のノズルを含む断面図。
実施例１のノズルを含む断面図。
比較例１のノズルの燃焼実験結果の説明図。
実施例１のノズルの燃焼実験結果の説明図。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
以下、本発明の実施形態について図面を参照して説明する。実施形態においては、ハイブリッドロケットの一例として、エアロスパイクノズル（ノズルの一例）を用いたダイレクトインジェクション型ガスハイブリッドロケットの例を挙げて説明する。例えば、本実施形態のハイブリッドロケットは、宇宙輸送機用推力発生源及び人工衛星用スラスタ等の推進装置に供される。
【００１０】
以下の説明において、例えば「平行」や「直交」、「中心」、「同軸」等の相対的又は絶対的な配置を示す表現は、厳密にそのような配置や状態を意味するのみならず、公差や同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している配置や状態をも含むものとする。以下の説明に用いる図面では、各部材を認識可能な大きさとするため、各部材の縮尺を適宜変更して示す場合がある。
（【００１１】以降は省略されています）

関連特許