JP2007120333A - ロケット用燃焼器の噴射管およびロケット用燃焼器 - Google Patents

Abstract

【課題】 より微細な液滴を形成することにより、燃焼効率の向上および比推力の向上を図ることができるロケット用燃焼器を提供する。
【解決手段】 中心軸線Ｃを共有する内筒１３と外筒１５とを有し、内筒１３の内部から液体酸化剤ＬＯｘを噴射し、内筒１３と外筒１５との間から燃料ガスＧＨ２を噴射するロケット用燃焼器の噴射管１１であって、内筒１３と外筒１５との間には、中心軸線Ｃに対して、燃料ガスＧＨ２の流れ方向を所定角度外側に向ける拡散部２３が設けられていることを特徴とする。
【選択図】 図２

Description

本発明は、ロケット用燃焼器に関する。

一般に、ロケット用燃焼器としては、燃焼チャンバ（Ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ Ｃｈａｍｂｅｒ）とノズル（Ｎｏｚｚｌｅ）とを備え、燃焼チャンバには、燃料と酸化剤を噴射する噴射器および噴射された燃料ガス（例えば、水素ガス（ＧＨ２））および液体酸化剤（例えば、液体酸素（ＬＯｘ））が反応して燃焼する燃焼室が備えられたものが知られている（例えば、非特許文献１参照。）。
上述のロケット用燃焼器では、燃料ガスと液体酸化剤とを同軸噴流の状態で噴射し、液体酸化剤を燃料ガスで微粒化、蒸発、燃焼させている。

近年では、ロケット用燃焼器の高効率化要求により比推力の向上がロケット用燃焼器に求められている。
ロケット用燃焼器の比推力を上げるためには、ロケット用燃焼器における燃焼効率の向上が最も重要な要素であり、燃焼効率を向上させるためには微粒化された液体酸化剤の平均粒径を小さくし、粒径分布を均一にすることが重要であることが知られている。
そのため、ロケット用燃焼器において、液体酸化剤の微粒化を促進するさまざまな技術が提案されている（例えば、特許文献１参照。）。
特開２００２−２６６７０３号公報（第２頁、第５図等） Ｈａｒｒｊｅ，Ｄ．Ｊ．，ａｎｄ Ｒｅａｒｄｏｎ，Ｆ．Ｈ．，Ｌｉｑｕｉｄ Ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ Ｒｏｃｋｅｔ Ｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙ，ＮＡＳＡ ＳＰ−１９４，１９７２，ｐ１５７

上述の特許文献１においては、内筒と外筒とからなり、内筒の内部から液体酸素を噴射し、内筒と外筒との間から水素ガスを噴射する同軸エレメント（噴射器）であって、内筒の先端部の内周に径方向中心側に突出する複数の凸部を設けたものが開示されている。
上述の同軸エレメントによれば、内筒の先端部の内周面に設けられた凸部に液体酸素が衝突して凸部の根本に沿いながら旋回する馬蹄渦が発生していた。このような液体酸素に発生した馬蹄渦により液体酸素と水素ガスとの混合を促進することができた。

一般に、上述の特許文献１に記載の同軸エレメントも含めて液体酸素は内筒から液柱状に噴出され、周囲を流れる水素ガスが液柱表面に衝突することにより、液柱表面から液滴として切り離され（微粒化され）ている。
しかしながら、水素ガスにより液体酸素を引きちぎる方法では、得られる液体酸素の液滴の粒径の細かさに限界があるという問題があった。

本発明は、上記の課題を解決するためになされたものであって、より微細な液滴を形成することにより、燃焼効率の向上および比推力の向上を図ることができるロケット用燃焼器を提供することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明は、以下の手段を提供する。
本発明のロケット用燃焼器の噴射管は、中心軸線を共有する内筒と外筒とを有し、前記内筒の内部から液体酸化剤を噴射し、前記内筒と前記外筒との間から燃料ガスを噴射するロケット用燃焼器の噴射管であって、前記内筒と前記外筒との間には、前記中心軸線に対して、前記燃料ガスの流れ方向を所定角度外側に向ける拡散部が設けられていることを特徴とする。

本発明によれば、拡散部により、燃料ガスの流れ方向は上記中心軸線に対して所定角度外方に向けられるため、燃料ガスは内筒から液柱状に噴出された液体酸化剤の表面に沿って流れる。そのため、燃料ガスは液体酸化剤の液柱表面に衝突せず、液体酸化剤の液柱表面に発生した波を十分に発達させることができる。その結果、発達した波から粒径の小さな液滴が引きちぎられ、微細な液体酸化剤の液滴を形成することができる。この発達した波から引きちぎられた液滴は、燃料ガスにより引きちぎられた液滴の粒径よりも小さくなる。

つまり、内筒から噴射された液体酸化剤は、噴射管から離れるにつれて断面積が広くなるように広がって流れる。一方、燃料ガスは拡散部により噴射管から離れるにつれて中心軸線から離れるように広がって流れる。これら液体酸化剤と燃料ガスの流れの広がり角度は略同じとなる。
そのため、燃料ガスは広がりながら流れる液体酸化剤の境界面に沿う方向に流れ、液体酸化剤に衝突しない。また、液体酸化剤の表面から引きちぎられた液滴は、直ちに上記境界面近傍を流れる燃料ガスにより拡散される。
なお、液体酸化剤の液柱表面に発生する波は、液体酸化剤の密度差などの不安定要素に起因して発生すると考えられている。

上記発明においては、前記拡散部は、前記内筒の外面に設けられた傾斜面であり、
該傾斜面は、前記中心軸線に対して、燃料ガス噴射方向に向かって外方へ傾く前記所定角度の傾斜角を有することが望ましい。

本発明によれば、内筒の外面に傾斜面を設けているため、燃料ガスは傾斜面に衝突・誘導された後に噴射管から噴出される。そのため、燃料ガスの噴射方向は上記中心軸線に対して所定角度外方に向けられ、燃料ガスは液体酸化剤の液柱表面に沿って流れる。

上記発明においては、前記拡散部は、前記内筒と前記外筒との間において、径方向に延びる羽根であって、該羽根は、前記燃料ガスに前記中心軸線周りに回転する旋回力を与えることが望ましい。

本発明によれば、旋回羽根が設けられているため、噴射される燃料ガスに中心軸線周りの旋回力を与えることができる。旋回流れは下流に向かって広がって流れるため、燃料ガスの旋回度合いを旋回羽根により調節して、燃料ガスの流れを上記中心軸線に対して所定角度外方に広がる流れにすることができる。

上記発明においては、前記拡散部は、前記内筒と前記外筒との間を封鎖する壁体、および、該壁体に設けられた噴射孔であり、該噴射孔の軸線が、前記中心軸線に対して、前記燃料噴射方向に向かって所定角度外側に傾いていることが望ましい。

本発明によれば、拡散部が壁体と噴射孔であるため、燃料ガスの噴射方向は上記中心軸線に対して所定角度外方に向けられる。つまり、内筒と外筒との間を流れてきた燃料ガスは、壁体により堰き止められ、噴射孔から噴出される。噴射孔の軸線は上記中心軸線に対して、燃料噴射方向に向かって所定角度外側に傾いているため、噴射孔から噴出される燃料ガスの噴射方向は、上記中心軸線に対して所定角度外方に向けられる。

上記発明においては、前記外筒の噴射側の端部には、前記内筒の端部よりも噴射側に延びた延長部が設けられ、該延長部の内面が、前記中心軸線に対して、前記燃料ガスの噴射方向に向かって所定角度外側に傾く傾斜角を有することが望ましい。

本発明によれば、延長部が設けられたことにより、噴出した燃料ガスが外方に拡散することを防止できる。そのため、延長部近傍における燃料ガスの流れ速度の低下を防止でき、液体酸化剤から引きちぎられた液滴を効果的に燃料ガス流れに取り込み、拡散させることができる。

延長部の内面が、中心軸線に対して、燃料ガスの噴射方向に向かって所定角度外側に傾く傾斜角を有するため、燃料ガスは液体酸化剤の液柱表面に沿って流れることができる。そのため、液体酸化剤の液柱表面に発生した波を十分に発達させ、発達した波から微細な液体酸化剤の液滴を形成することができる。
一方、例えば内面に傾斜角が設けられていないと、燃料ガス流れの広がりは内面に押さえられ、燃料ガスの流れは液体酸化剤の液柱表面に衝突する。すると、液体酸化剤の液柱表面に発生した波を十分に発達させることができず、微細な液体酸化剤の液滴を形成することが困難となる。

本発明のロケット用燃焼器は、液体酸化剤および燃料ガスを混合して噴射する噴射器と、前記液体酸化剤および前記燃料ガスの混合物が燃焼される燃焼室と、燃焼ガスが噴出するノズルと、を有するロケット用燃焼器であって、上記本発明のロケット用燃焼器の噴射管が、前記噴射器に設けられていることを特徴とする。

本発明によれば、上記本発明のロケット用燃焼器の噴射管が設けられているため、より微細な液体酸化剤の液滴を形成することができ、燃焼効率の向上および比推力の向上を図ることができる。

本発明のロケット用燃焼器によれば、拡散部により、燃料ガスの流れ方向は上記中心軸線に対して所定角度外方に向けることにより、液体酸化剤の液柱表面に発生した波を十分に発達させることができる。そのため、発達した波から微細な液体酸化剤の液滴を形成することができ、燃焼効率の向上および比推力の向上を図ることができるという効果を奏する。

〔第１の実施形態〕
以下、本発明の第１の実施形態について図１から図３を参照して説明する。
図１は、本実施形態に係るロケット用燃焼器の構成を説明する概略図である。
ロケット用燃焼器１は、図１に示すように、水素ガス（燃料ガス（以下、ＧＨ２と表記する。））および液体酸素（液体酸化剤（以下、ＬＯｘと表記する。））を混合して燃焼室内に噴射する噴射器３と、燃焼室を形成する燃焼チャンバ（Ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ Ｃｈａｍｂｅｒ）５と、燃焼ガスを排出して推力を出すノズル７とを備えている。

噴射器３は、噴射面９と、噴射面９に配置された複数の噴射管１１とから概略構成されている。通常、数百本の噴射管１１が、噴射面９の背面側（図１の左側）に延びるように配置されている。また、噴射管１１はロケット用燃焼器１の推力方向の中心軸に対して概ね円周方向に均一になるように配置されている（詳細については非特許文献１参照のこと。）。

図２は、図１の噴射器における噴射管の構成を説明する概略図である。
噴射管１１は、図２に示すように、円筒状のＬＯｘポスト（内筒）１３と、ＬＯｘポスト１３の外周に隣接する円筒状のスリーブ（外筒）１５と、から概略構成されている。
ＬＯｘポスト１３は、ＬＯｘの流入側端（図２の左端）にオリフィス１７が設けられている。ＬＯｘポスト１３の長手方向における略中央には、径方向外側に延びる鍔部１９が設けられている。ＬＯｘポスト１３におけるＬＯｘ噴出側端（図２の右端）近傍の外周面は、他の領域の外周面と比較して、径が小さく形成されている。このように形成することで、スリーブ１５との間にＧＨ２が流れるＧＨ２流路２１が形成されている。
また、ＬＯｘポスト１３におけるＬＯｘ噴出側端には、外周面がＬＯｘ噴出方向に向かって径が大きくなる傾斜面（拡散部）２３が形成されている。傾斜面２３は、中心軸線Ｃに対して約５°から９°の傾きを有するように形成されている。より望ましくは、中心軸線Ｃに対して約７°の傾きを有するように形成されていることが好ましい。

スリーブ１５は、ＬＯｘポスト１３と比較して、中心軸線Ｃ方向長さが短い略円筒状に形成されている。スリーブ１５における長手方向の略中央には、ＧＨ２が供給される流入孔２５が径方向に延びるように形成されている。
スリーブ１５における図２の左端は鍔部１９と接触し、鍔部１９近傍においてスリーブ１５の内面とＬＯｘポスト１３の外面とが接触している。このように形成することで、ＬＯｘポスト１３とスリーブ１５との相対位置を固定することができる。

また、図１に示すように、噴射面９には、燃焼室内における共鳴現象を抑制するバッフルハブ（Ｂｕｆｆｌｅ Ｈｕｂ）２７およびバッフルブレード（Ｂｕｆｆｌｅ Ｂｌａｄｅ）２９が設けられている。
バッフルハブ２７は、噴射面９からノズル７に向かって延びる円筒状の部材であり、ロケット用燃焼器１と中心軸線を共有するように配置されている。バッフルブレード２９は、噴射面９からノズル７に向かって延びる板状の部材であり、バッフルハブ２７から径方向外側に延びるように配置されている。

燃焼チャンバ５は略円筒状に形成されている。燃焼チャンバ５における噴射器３側の端部（図１の左側端部）は噴射器３に固定され、ノズル７側の端部（図１の右側端部）はノズル７と繋がれている。
ノズル７は、燃焼ガスの噴射方向（図１の右方向）に向かって、断面の径が大きくなる略円錐に形成されている。ノズル７における噴射器３側の端部（図１の左側端部）は燃焼チャンバ５と繋がれている。
なお、燃焼チャンバ５およびノズル７としては公知のものを用いることができ、特に限定するものではない。

次に、上記の構成からなるロケット用燃焼器１における作用について説明する。まず、ロケット用燃焼器１における作用の概略について説明する。
本実施形態におけるロケット用燃焼器１においては、図１に示すように、噴射器３の噴射管１１にＬＯｘおよびＧＨ２が注入され、ＬＯｘおよびＧＨ２は噴射管１１により燃焼チャンバ５に向けて噴射・混合される。燃焼チャンバ５内に噴射されたＬＯｘおよびＧＨ２の混合物は、点火器（図示せず）により着火された後、燃焼チャンバ５内部で発生した燃焼ガスがノズル７により絞られ、燃焼ガス排出方向に排出されて推力が生じる。

次に、本実施形態の特徴部である噴射管１１における作用について説明する。
本実施形態における噴射管１１においては、図２に示すように、ＬＯｘはＬＯｘポスト１３の流入側端（図２の左端）からＬＯｘポスト１３内に注入される。ＬＯｘポスト１３内に注入されたＬＯｘは、オリフィス１７により整流されてＬＯｘポスト１３から燃焼チャンバ５に向けて噴出される。

ＬＯｘは、ＬＯｘポスト１３から略円柱状の液柱を形成するように噴出され、その断面は噴出方向（図２の右方向）に向かって大きくなる。上記ＬＯｘの液柱における側面は、中心軸線Ｃに対して約７°の傾きを有している。この傾きはＬＯｘの噴出速度等の影響を受けず、ほぼ一定である。

図３は、ＬＯｘポストから噴出されたＬＯｘの液柱形状を示す図である。なお、この図においては、ＬＯｘのみを噴出させたときのＬＯｘ液柱を撮影した図である。
ＬＯｘポスト１３から噴出されたＬＯｘは、図３に示すように、下流に向かって広がる液柱状に流れる。ＬＯｘの液柱の側面は、中心軸線Ｃに対して約７°の傾きを有している。また、ＬＯｘの液柱表面には、ＬＯｘの密度差などの不安定要素に起因して波が発生している。この波は下流に向かうほど発達し、波が十分に発達すると、波から粒径の小さな液滴が引きちぎられる。

一方、ＧＨ２は、スリーブ１５の流入孔２５からＧＨ２流路２１に注入される。ＧＨ２流路２１に注入されたＧＨ２は、傾斜面２３に衝突して傾斜面２３に沿って流れる。その後、ＧＨ２流路２１から燃焼チャンバ５に向けて噴出される。
ＧＨ２は、傾斜面２３に沿って流れてからＧＨ２流路２１から噴射するため、噴射後も傾斜面２３に沿って流れ、本実施形態においては中心軸線Ｃに対して約５°から９°の広がりを持つ流れとなる。そのため、ＧＨ２はＬＯｘの液柱に沿って、衝突することなく流れる。

噴射管１１から噴出されたＬＯｘの液柱表面には、ＬＯｘの密度分布の乱れ等により波が発生する。この波は、ＬＯｘの下流に向かうほど発達し、所定位置において十分に発達した波から液滴が引きちぎられる。引きちぎられた液滴は周囲を流れるＧＨ２により拡散される。

上記の構成によれば、傾斜面２３により、ＧＨ２の流れ方向は中心軸線Ｃに対して約５°から９°外方に向けられるため、ＧＨ２は液柱状に噴出されたＬＯｘの表面に沿って流れる。そのため、ＧＨ２はＬＯｘの液柱表面に衝突せず、ＬＯｘの液柱表面に発生した波を十分に発達させることができる。その結果、発達した波から粒径の小さな液滴を引きちぎられ、微細なＬＯｘの液滴を形成することができ、微粒化を促進することができる。
このように、噴射管１１により微細な液滴を形成することができるため、ロケット用燃焼器１の燃焼効率の向上および比推力の向上を図ることができる

ＬＯｘポスト１３の外周面に傾斜面２３が設けられているため、ＧＨ２は傾斜面２３に衝突・誘導された後に噴射管１１から噴出される。そのため、ＧＨ２の噴射方向は中心軸線Ｃに対して約５°から９°外方に向けられ、ＧＨ２はＬＯｘの液柱表面に沿って流れることができる。ＬＯｘの液柱表面に発生した波は、ＧＨ２がＬＯｘの液柱表面に沿って流れるため、十分に発達することができる。

〔第２の実施形態〕
次に、本発明の第２の実施形態について図４および図５を参照して説明する。
本実施形態のロケット用燃焼器の基本構成は、第１の実施形態と同様であるが、第１の実施形態とは、噴射管の構成が異なっている。よって、本実施形態においては、図４および図５を用いて噴射管の構成のみを説明し、ノズル等その他の構成要素の説明を省略する。
図４は、本実施形態に係るロケット用燃焼器の噴射管の構成を説明する概略図である。
なお、第１の実施形態と同一の構成要素には、同一の符号を付してその説明を省略する。

本実施形態のロケット用燃焼器５１における噴射管６１は、図４に示すように、円筒状のＬＯｘポスト（内筒）６３と、ＬＯｘポスト６３の外周に隣接する円筒状のスリーブ６５（外筒）と、から概略構成されている。

図５は、図４の旋回羽根の構成を説明するＬＯｘポスト６３における周まわりの展開図である。
ＬＯｘポスト６３におけるＬＯｘ噴出側端には、半径方向外側に向かって延びる旋回羽根（拡散部）７３が、円周面全体にわたって設けられている。旋回羽根７３は、図５に示すように、中心軸線Ｃに対して所定角度傾いて配置されている。

なお、旋回羽根７３の傾き角は、噴射管６１から噴射されたＧＨ２流れの広がる角度が、中心軸線Ｃに対して約５°から９°となるように設定される。つまり、旋回流れは、流れの旋回の度合いにより流れの広がる角度が変わるため、旋回羽根７３の傾き角により流れの広がる角度を調節している。

次に、上記の構成からなる噴射管６１における作用について説明する。
なお、ロケット用燃焼器５１における作用の概略は、第１の実施形態と同様であるので、その説明を省略する。
本実施形態における噴射管６１においては、図４に示すように、ＬＯｘはＬＯｘポスト６３の流入側端（図４の左端）からＬＯｘポスト６３内に注入される。ＬＯｘポスト６３内に注入されたＬＯｘは、オリフィス１７により整流されてＬＯｘポスト６３から噴出される。

一方、ＧＨ２は、スリーブ６５の流入孔２５からＧＨ２流路２１に注入される。ＧＨ２流路２１に注入されたＧＨ２は、ＧＨ２噴出側（図４の右側）に向かって流れる。ＧＨ２には旋回羽根７３により中心軸線Ｃ周りの所定の旋回力が与えられ、ＧＨ２流路２１から旋回流れとして噴出される。
旋回流れとして噴出されたＧＨ２は、下流に向かって広がる流れとなる。本実施形態においては中心軸線Ｃに対して約５°から９°の広がりを持つ流れとなる。そのため、ＧＨ２はＬＯｘの液柱に沿って、衝突することなく流れる。

上記の構成によれば、噴射管６１に旋回羽根７３が設けられているため、ＧＨ２流れに中心軸線Ｃ周りの旋回力を与え、ＧＨ２流れを旋回流れとすることができる。
ＧＨ２の旋回度合いを旋回羽根７３により調節して、ＧＨ２の流れを中心軸線Ｃに対して約５°から９°だけ広がる流れにすることができる。そのため、ＬＯｘの液柱表面に発生した波は、ＧＨ２がＬＯｘの液柱表面に沿って流れるため、十分に発達することができる。

〔第３の実施形態〕
次に、本発明の第３の実施形態について図６および図７を参照して説明する。
本実施形態のロケット用燃焼器の基本構成は、第１の実施形態と同様であるが、第１の実施形態とは、噴射管の構成が異なっている。よって、本実施形態においては、図６および図７を用いて噴射管の構成のみを説明し、ノズル等その他の構成要素の説明を省略する。
図６は、本実施形態に係るロケット用燃焼器の噴射管の構成を説明する概略図である。
なお、第１の実施形態と同一の構成要素には、同一の符号を付してその説明を省略する。

本実施形態のロケット用燃焼器１０１における噴射管１１１は、図６に示すように、円筒状のＬＯｘポスト１１３と、ＬＯｘポスト１１３の外周に隣接する円筒状のスリーブ１１５と、から概略構成されている。

図７は、図５の噴射孔の配置を説明する正面図である。
噴射管１１１のＧＨ２噴射側端（図５の右側端）には、ＧＨ２流路２１を塞ぐ壁体（拡散部）１２３が設けられている。壁体１２３には、ＧＨ２噴射方向（図５の右方向）に向かって中心軸線Ｃから離れる方向に傾く噴射孔（拡散部）１２４が形成されている。噴射孔１２４は中心軸線Ｃに対して約５°から９°の傾きを有するように形成されている。また、噴射孔１２４は、図７に示すように、中心軸線Ｃを中心とした同一円周上に等間隔に並んで配置されている。

次に、上記の構成からなる噴射管１１１における作用について説明する。
なお、ロケット用燃焼器１０１における作用の概略は、第１の実施形態と同様であるので、その説明を省略する。
本実施形態における噴射管１１１においては、図５に示すように、ＬＯｘはＬＯｘポスト１１３の流入側端（図４の左端）からＬＯｘポスト１１３内に注入される。ＬＯｘポスト１１３内に注入されたＬＯｘは、オリフィス１７により整流されてＬＯｘポスト１１３から噴出される。

一方、ＧＨ２は、スリーブ１１５の流入孔２５からＧＨ２流路２１に注入される。ＧＨ２流路２１をＧＨ２噴出側（図５の右側）に向かって流れたＧＨ２は、噴射孔１２４から噴出される。
噴射孔１２４は中心軸線Ｃに対して約５°から９°の傾きを有し、ＧＨ２は噴射孔１２４に沿って流れるため、ＧＨ２はＬＯｘの液柱に沿って、衝突することなく流れる。

上記の構成によれば、噴射管１１１に壁体１２３と噴射孔１２４とが備えられているため、ＧＨ２の噴射方向は中心軸線Ｃに対して約５°から９°外方に向けられる。つまり、噴射孔１２４の軸線は中心軸線Ｃに対して、ＧＨ２噴射方向に向かって約５°から９°外側に傾いているため、噴射孔１２４から噴出されるＧＨ２の噴射方向も中心軸線Ｃに対して約５°から９°外方に向けることができる。そのため、ＬＯｘの液柱表面に発生した波は、ＧＨ２がＬＯｘの液柱表面に沿って流れるため、十分に発達することができる。

〔第４の実施形態〕
次に、本発明の第４の実施形態について図８を参照して説明する。
本実施形態のロケット用燃焼器の基本構成は、第１の実施形態と同様であるが、第１の実施形態とは、噴射管の構成が異なっている。よって、本実施形態においては、図８を用いて噴射管の構成のみを説明し、ノズル等その他の構成要素の説明を省略する。
図８は、本実施形態に係るロケット用燃焼器の噴射管の構成を説明する概略図である。
なお、第１の実施形態と同一の構成要素には、同一の符号を付してその説明を省略する。
本実施形態のロケット用燃焼器１５１における噴射管１６１は、図８に示すように、円筒状のＬＯｘポスト１３と、ＬＯｘポスト１３の外周に隣接する円筒状のスリーブ（外筒）１６５と、から概略構成されている。

スリーブ１６５には、ＧＨ２噴出側端（図８の右側端）が、ＬＯｘポスト１３よりもＧＨ２噴出方向に延びたリセス（延長部）１７３が形成されている。リセス１７３の内周面（内面）１７４は、ＧＨ２噴出方向に向かって中心軸線Ｃから離れる傾斜面として形成されている。内周面１７４は中心軸線Ｃに対して約５°から９°の傾きを有するように形成されている。
また、リセス１７３における中心軸線Ｃ方向の長さは、リセス１７３のＧＨ２噴出側端（図８の右側端）の開口直径をＤとすると、１．８Ｄから１．２Ｄとなるように形成されている。

次に、上記の構成からなる噴射管１６１における作用について説明する。
なお、ロケット用燃焼器１５１における作用の概略は、第１の実施形態と同様であるので、その説明を省略する。また、噴射管１６１における傾斜面２３の作用も第１の実施形態と同様であるので、その説明を省略する。

本実施形態における噴射管１６１においては、図８に示すように、ＬＯｘはＬＯｘポスト１３の流入側端（図８の左端）からＬＯｘポスト１３内に注入される。ＬＯｘポスト１３内に注入されたＬＯｘは、オリフィス１７により整流されてＬＯｘポスト１３から噴出される。

一方、ＧＨ２は、スリーブ６５の流入孔２５からＧＨ２流路２１に注入される。ＧＨ２流路２１に注入されたＧＨ２は、ＧＨ２噴出側（図４の右側）に向かって流れる。
ＧＨ２は、傾斜面２３に沿って流れてからＧＨ２流路２１から噴射するため、噴射後も傾斜面２３に沿って流れ、本実施形態においては中心軸線Ｃに対して約５°から９°の広がりを持つ流れとなる。
ＧＨ２流路２１から噴出したＧＨ２は、リセス１７３の内周面１７４に沿って流れる。

上記の構成によれば、リセス１７３により、噴出したＧＨ２が外方に拡散することを防止できる。そのため、リセス１７３近傍におけるＧＨ２の流れ速度の低下を防止でき、ＬＯｘ液柱から引きちぎられた液滴を効果的にＧＨ２流れに取り込み、拡散させることができる。

リセス１７３の内周面１７４が、中心軸線Ｃに対して約５°から９°外側に傾く傾斜面であるため、ＧＨ２はＬＯｘの液柱表面に沿って流れることができる。そのため、ＬＯｘの液柱表面に発生した波を十分に発達させ、発達した波から微細な液体酸化剤の液滴を形成することができる。
一方、例えば内周面１７４に傾斜角が設けられていないと、ＧＨ２流れの広がりは内周面１７４に押さえられ、ＧＨ２流れはＬＯｘ液柱表面に衝突する。すると、ＬＯｘ液柱表面に発生した波を十分に発達させることができず、微細な液滴を形成することが困難となる。

〔第５の実施形態〕
次に、本発明の第５の実施形態について図９を参照して説明する。
本実施形態のロケット用燃焼器の基本構成は、第１の実施形態と同様であるが、第１の実施形態とは、噴射管の構成が異なっている。よって、本実施形態においては、図９を用いて噴射管の構成のみを説明し、ノズル等その他の構成要素の説明を省略する。
図９は、本実施形態に係るロケット用燃焼器の噴射管の構成を説明する概略図である。
なお、第１の実施形態と同一の構成要素には、同一の符号を付してその説明を省略する。

本実施形態のロケット用燃焼器２０１における噴射管２１１は、図９に示すように、円筒状のＬＯｘポスト６３と、ＬＯｘポスト６３の外周に隣接する円筒状のスリーブ１６５と、から概略構成されている。
スリーブ１６５には、ＧＨ２噴出側端（図９の右側端）が、ＬＯｘポスト６３よりもＧＨ２噴出方向に延びたリセス１７３が形成されている。リセス１７３の内周面１７４は、ＧＨ２噴出方向に向かって中心軸線Ｃから離れる傾斜面として形成されている。

なお、上記の構成からなる噴射管２１１における作用および効果は、上述の第２の実施形態の作用および第４の実施形態の作用との組み合わせのため、その説明を省略する。

〔第６の実施形態〕
次に、本発明の第６の実施形態について図１０を参照して説明する。
本実施形態のロケット用燃焼器の基本構成は、第１の実施形態と同様であるが、第１の実施形態とは、噴射管の構成が異なっている。よって、本実施形態においては、図１０を用いて噴射管の構成のみを説明し、ノズル等その他の構成要素の説明を省略する。
図１０は、本実施形態に係るロケット用燃焼器の噴射管の構成を説明する概略図である。
なお、第３および第４の実施形態と同一の構成要素には、同一の符号を付してその説明を省略する。

本実施形態のロケット用燃焼器２５１における噴射管２６１は、図１０に示すように、円筒状のＬＯｘポスト１１３と、ＬＯｘポスト１１３の外周に隣接する円筒状のスリーブ１６５と、から概略構成されている。
スリーブ１６５には、ＧＨ２噴出側端（図１０の右側端）が、ＬＯｘポスト１１３よりもＧＨ２噴出方向に延びたリセス１７３が形成されている。リセス１７３の内周面１７４は、ＧＨ２噴出方向に向かって中心軸線Ｃから離れる傾斜面として形成されている。

なお、上記の構成からなる噴射管２６１における作用および効果は、上述の第３の実施形態の作用および第４の実施形態の作用との組み合わせのため、その説明を省略する。

本発明の第１の実施形態に係るロケット用燃焼器の構成を説明する概略図である。 図１の噴射器における噴射管の構成を説明する概略図である。 ＬＯｘポストから噴出されたＬＯｘの液柱形状を示す図である。 本発明の第２の実施形態に係るロケット用燃焼器の噴射管の構成を説明する概略図である。 図４の旋回羽根の構成を説明する図である。 本発明の第３の実施形態に係るロケット用燃焼器の噴射管の構成を説明する概略図である。 図５の噴射孔の配置を説明する正面図である。 本発明の第４の実施形態に係るロケット用燃焼器の噴射管の構成を説明する概略図である。 本発明の第５の実施形態に係るロケット用燃焼器の噴射管の構成を説明する概略図である。 本発明の第６の実施形態に係るロケット用燃焼器の噴射管の構成を説明する概略図である。

符号の説明

１，５１，１０１，１５１，２０１，２５１ ロケット用燃焼器
３ 噴射器
５ 燃焼チャンバ（燃焼室）
７ ノズル
１１，６１，１１１，１６１，２１１，２６１ 噴射管
１３，６３，１１３ ＬＯｘポスト（内筒）
１５，６５，１１５，１６５ スリーブ（外筒）
２３ 傾斜面（拡散部）
７３ 旋回羽根（拡散部）
１２３ 壁体（拡散部）
１２４ 噴射孔（拡散部）
１７３ リセス（延長部）
１７４ 内周面（内面）
Ｃ 中心軸線

Claims (6)

1. 中心軸線を共有する内筒と外筒とを有し、
   前記内筒の内部から液体酸化剤を噴射し、
   前記内筒と前記外筒との間から燃料ガスを噴射するロケット用燃焼器の噴射管であって、
   前記内筒と前記外筒との間には、前記中心軸線に対して、前記燃料ガスの流れ方向を所定角度外側に向ける拡散部が設けられていることを特徴とするロケット用燃焼器の噴射管。
2. 前記拡散部は、前記内筒の外面に設けられた傾斜面であり、
   該傾斜面は、前記中心軸線に対して、燃料ガス噴射方向に向かって外方へ傾く前記所定角度の傾斜角を有することを特徴とする請求項１記載のロケット用燃焼器の噴射管。
3. 前記拡散部は、前記内筒と前記外筒との間において、径方向に延びる羽根であって、
   該羽根は、前記燃料ガスに前記中心軸線周りに回転する旋回力を与えることを特徴とする請求項１記載のロケット用燃焼器の噴射管。
4. 前記拡散部は、前記内筒と前記外筒との間を封鎖する壁体、および、該壁体に設けられた噴射孔であり、
   該噴射孔の軸線が、前記中心軸線に対して、前記燃料噴射方向に向かって所定角度外側に傾いていることを特徴とする請求項１記載のロケット用燃焼器の噴射管。
5. 前記外筒の噴射側の端部には、前記内筒の端部よりも噴射側に延びた延長部が設けられ、
   該延長部の内面が、前記中心軸線に対して、前記燃料ガスの噴射方向に向かって所定角度外側に傾く傾斜角を有することを特徴とする請求項１から４のいずれかに記載のロケット用燃焼器の噴射管。
6. 液体酸化剤および燃料ガスを混合して噴射する噴射器と、
   前記液体酸化剤および前記燃料ガスの混合物が燃焼される燃焼室と、
   燃焼ガスが噴出するノズルと、を有するロケット用燃焼器であって、
   請求項１から請求項５のいずれかに記載のロケット用燃焼器の噴射管が、前記噴射器に設けられていることを特徴とするロケット用燃焼器。

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