Study of Combustion Mechanisms in Axial-Injection End-Burning Hybrid Rockets

轴喷端燃式混合火箭燃烧机理研究

• 批准号: 17J00916
• 负责人: 齋藤 勇士
• 金额: $ 1.09万
• 依托单位: Hokkaido University
• 依托单位国家: 日本
• 项目类别: Grant-in-Aid for JSPS Fellows
• 财政年份: 2017
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 2017-04-26 至 2019-03-31
• 项目状态: 已结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/grant/KAKENHI-PROJECT-17J00916/
• 关键词: ロケット; ハイブリッドロケット; 固体燃焼; 拡散燃焼; 3Dプリンタ; 推力制御; 燃料後退特性

本研究は，端面燃焼式ハイブリッドロケットの燃焼機構を解明し，本方式後退速度式を構築することを研究目的として研究が進められてきた．ロケット燃焼実験では，高精度３Dプリンタで成型された光硬化性樹脂を用いた燃焼実験を行った．初年度だけで，50発以上の燃焼実験がすでに行われ，燃焼室圧力 0.2 MPaから1.1 MPaまで，流路内酸化剤流速 30 m/s から 100 m/s までの条件で燃料後退特性を調査してきた．本研究結果から，本方式燃料後退速度は燃焼室圧力に比例して増加すること（圧力指数が１）が明らかとなり，燃料後退速度の解明および今後の研究開発に大きく貢献する結果を取得することができた．解析モデルの構築では，固体ロケットで簡易的に用いられる粒状拡散火炎モデルを参考に燃料後退モデルを構築した．本モデルでは，燃焼火炎が化学反応律速であるとき，圧力指数がほぼ１という燃焼実験結果と定性的一致を示した．しかしながら，燃焼火炎が拡散律速であるとき，圧力指数は減少していく傾向になった．したがって，本モデルが適切であるとき，本方式は化学反応が支配的であると考えることができ，研究目的の解決につながる研究成果となった．推力制御燃焼実験では，燃焼中に推進剤流量を増減して推力を変更するものであり，本研究では酸化剤流量を変化させて，本方式の燃焼特性を調査した．推力制御燃焼実験では，急激に酸化剤流量を増減させたとき，燃焼室圧力が酸化剤流量変化に対して長い応答時間を有することが明らかとなった．これは従来型ハイブリッドロケットと比較しても1桁以上長い現象であり，本方式特有の問題で今後の調査が必要である．初年度の研究活動を通し，端面燃焼式ハイブリッドロケットの燃焼機構の解明につながる研究結果を実験的および解析的に取得することができた．また，本研究実績は査読付き論文または国際学会で発表済である。

本研究的目的是阐明端燃混合火箭的燃烧机理并为此方法构建向后速度方程。在火箭燃烧实验中，我们利用高精度3D打印机成型的光固化树脂进行了燃烧实验。仅第一年就已进行了 50 多次燃烧实验，并研究了燃烧室压力从 0.2 MPa 到 1.1 MPa、流道中氧化剂流速从 30 m/s 到 100 m/s 的燃料回归特性我已经做到了。从这项研究的结果来看，很明显，该方法的燃料回归速度与燃烧室压力（压力指数为1）成正比增加，目的是获得对燃料的阐明有很大贡献的结果。回归速度和未来的研发已完成。在构建分析模型时，基于固体火箭中常用的颗粒扩散火焰模型构建了燃料回归模型。该模型与燃烧实验结果定性一致，当燃烧火焰由化学反应速率决定时，压力指数约为1。然而，当燃烧火焰受到扩散控制时，压力指数趋于下降。因此，当该模型合适时，可以认为该方法中化学反应占主导地位，这是导致研究目标解决的研究结果。在推力控制燃烧实验中，通过增加或减少燃烧过程中推进剂流量来改变推力，在本研究中，改变氧化剂流量来研究该方法的燃烧特性。推力控制燃烧实验表明，当氧化剂流量快速增加或减少时，燃烧室压力对氧化剂流量的变化有较长的响应时间。这是一种比传统混合火箭长一个数量级以上的现象，也是该方法特有的问题，需要进一步研究。通过第一年的研究活动，我们能够通过实验和分析获得研究成果，从而阐明端燃混合火箭的燃烧机理。此外，这项研究的结果已发表在同行评审的论文或国际会议上。

项目成果

ハイブリッドロケット燃焼データ解析法の精度に関する研究

混合火箭燃烧数据分析方法准确性研究

• 发表时间: 2018
• 作者: Harunori Nagata;Hayato Teraki;Yuji Saito;Ryuichiro Kanai;Hiroyuki Yasukochi;Masashi Wakita and Tsuyoshi Totani;齋藤勇士， 横井俊希， 津地歩， 尾村和信， 安河内裕之， 添田建太郎， 戸谷剛， 脇田督司， 永田晴紀;齋藤勇士，Landon Kamps，小水弘大，永田晴紀
• 通讯作者: 齋藤勇士，Landon Kamps，小水弘大，永田晴紀

Investigation of Throttling Response Characteristics of Axial-Injection End-Burning Hybrid Rockets

轴喷端燃式混合火箭节流响应特性研究

• DOI: 10.2322/tastj.16.9
• 发表时间: 2018
• 期刊: 31 ISTS Special Issue of Transaction of JSASS
• 作者: Yuji SAITO;Masaya KIMINO;Ayumu TSUJI;Kazunobu OMURA;Hiroyuki YASUKOCHI;Kentaro SOEDA;Tsuyoshi TOTANI;Masashi WAKITA;and Harunori NAGATA
• 通讯作者: and Harunori NAGATA

Investigation of the Throttling Characteristics of Axial-injection End-burning Hybrid Rockets

轴喷端燃式混合火箭节流特性研究

• DOI: 10.2322/jjsass.65.157
• 发表时间: 2017
• 期刊: JOURNAL OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES
• 作者: Harunori Nagata;Hayato Teraki;Yuji Saito;Ryuichiro Kanai;Hiroyuki Yasukochi;Masashi Wakita and Tsuyoshi Totani;齋藤勇士， 横井俊希， 津地歩， 尾村和信， 安河内裕之， 添田建太郎， 戸谷剛， 脇田督司， 永田晴紀
• 通讯作者: 齋藤勇士， 横井俊希， 津地歩， 尾村和信， 安河内裕之， 添田建太郎， 戸谷剛， 脇田督司， 永田晴紀

Investigation of Regression Characteristics under Relatively High-Pressure in Axial-Injection End-Burning Hybrid Rockets

轴喷端燃式混合火箭相对高压回归特性研究

• 发表时间: 2017
• 作者: Yuji Saito;Masaya Kimino;Ayumu Tstuji;Yushi Okutani;Hiroyuki Yashukochi;Kentaro Soeda and Harunori Nagata
• 通讯作者: Kentaro Soeda and Harunori Nagata

Fuel Regression Characteristics of a Novel Axial-Injection End-Burning Hybrid Rocket

新型轴喷端燃混合火箭的燃料回归特性

• DOI: 10.2514/1.b36369
• 发表时间: 2017
• 期刊: Journal of Propulsion and Power
• 影响因子: 1.9
• 作者: Yuji Saito;Toshiki Yokoi;Hiroyuki Yasukochi;Kentaro Soeda;Tsuyoshi Totani;Masashi Wakita and Harunori Nagata
• 通讯作者: Masashi Wakita and Harunori Nagata