飛行実験による回転爆轟波型推進器の微小重力下推力特性と多孔壁噴射器の冷却特性解明

通过飞行实验阐明微重力下旋转爆轰波推进装置的推力特性和多孔壁喷射器的冷却特性

• 批准号: 19J15418
• 负责人: 後藤 啓介
• 金额: $ 1.47万
• 依托单位: Nagoya University
• 依托单位国家: 日本
• 项目类别: Grant-in-Aid for JSPS Fellows
• 财政年份: 2019
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 2019-04-25 至 2021-03-31
• 项目状态: 已结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/en/grant/KAKENHI-PROJECT-19J15418/
• 关键词: デトネーション; 回転デトネーションエンジン; インジェクタ; 冷却; ロケットシステム; デトネーション; 回転デトネーションエンジン; インジェクタ; 冷却; ロケットシステム

極超音速で衝撃波を伴い伝播する燃焼波「デトネーション波」を円筒構造の燃焼器内に連続的に伝播させて推力を取り出すエンジン「回転デトネーションエンジン(RDE)」は，混合促進・化学反応が短距離で完結し，機械的圧縮無しに予混合気が自立圧縮されることで，小型で高性能な宇宙推進エンジンを実現しうる．筆者はRDEを用いた革新的な化学推進システム構築に対し喫緊の課題である①世界に先駆けた宇宙空間でのRDEの性能評価・技術実証，②デトネーション燃焼領域近傍の革新的冷却機構の開発という2つの課題に対し，下記の通り研究を行った．①2021年にJAXA宇宙科学研究所の観測ロケットS-520-31号機を用いたデトネーションエンジンの宇宙空間での飛行実証が計画されており，振動・衝撃・ダイナミックバランス・熱環境・微小重力可での使用を想定した，フライアブルなシステムの構築，およびシステムに供せるRDEの性能実証が必要不可欠であった．そこで筆者を含むプロジェクトチームは，フライアブルなシステム，「デトネーションエンジンシステム（DES）」を完成させ，筆者はこのシステムにRDEを供して実際の飛行試験環境を模擬した地上試験の作動データの取得に成功し，本システムが宇宙空間を飛翔した際の運動の変化をリアリスティックに推定可能とした．②高熱負荷の生じるインジェクタ近傍において，その推進剤噴射に伴う非定常な流体現象を冷却技術へ応用し，内筒の無い単円筒RDEの外筒側壁面に全推進剤インジェクタ孔を配置した推進噴射冷却機構を考案・実装した．可視観察と4秒の燃焼試験から噴射面近傍の未燃混合気層が流入熱流束を低減する熱防御層として機能し，壁面に侵入する残熱量は推進剤ガスとの熱交換で処理されるという本冷却機構の流体構造・熱交換メカニズムを明らかにし，本冷却機構の根本原理の知見を獲得した．

“旋转爆炸发动机（RDE）”发动机连续地传播燃烧波的“爆炸波”，在高超音速速度下进行冲击波进入圆柱燃烧器，以提取推力。发动机可以通过在短距离内连续传播混合和化学反应来实现小型，高性能的空间推进发动机，并且在没有机械压缩的情况下进行了预制。作者对使用RDE建设创新化学推进系统的两个紧急问题进行了以下研究：1）在外太空中RDE的性能评估和技术演示，这是世界上第一个世界上第一个，以及2）开发了爆炸燃烧区附近创新冷却机制。 ①JAXA太空科学研究所的观察火箭S-520-31计划在2021年展示太空飞行，至关重要的是，构建可飞行的系统，该系统旨在用于振动，冲击，动态平衡，热环境和微实力，并证明可用于该系统的RDE的性能。包括作者在内的项目团队完成了可飞行系统的“爆炸引擎系统（DES）”，并从地面测试中成功地获取了操作数据，该数据通过使用RDE将RDE使用到该系统来模拟实际的飞行测试环境，从而在系统驾驶外层空间时进行了实际的运动变化估算。 2）在发生高热载荷的喷射器附近，将与推进剂注入相关的不稳定流体现象应用于冷却技术，并设计并实现了推进剂注入冷却机制，其中所有螺旋桨孔都放置在无需内部cillinder rde的外部侧壁上。从可见的观察和4秒的燃烧试验中，注射表面附近的未燃烧的空气燃料混合物层充当热保护层，可减少流入热通量，而进入壁表面的残留热与螺旋桨气体交换，并且获得了这种冷却机制的基本原理的知识。