Study on Self-compression Type Detonation Propulsion: Evolutionary Space-Flight Demonstration Study Using Sounding Rockets

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(1)多孔冷却面構造のデトネーションエンジンに関する研究に関しては、H3用リテンションスラスタ軌道上実証に向け水素ー酸素RDEで比推力415秒を達成。横壁からのインジェクションによって、C*性能を保ちながら、熱流束を半減できることを確認した。(2)2024年7月打ち上げ観測ロケットS-520-34号機実験用液体推進剤デトネーションエンジンの作動に成功した。微粒化・気化過程を含む液体推進剤（エタノール-N2O ）に対し、デトネーション伝播を高速度カメラで撮影に成功した。最大３秒の試験に成功し、理想的な推力を得た。観測ロケットS-520-34号機用デトネーションエンジンシステム2（DES2）PFM基本設計が完了した。充填形態、外筒取付後保管状態、フライト形態のDES2系統図を製作した。BBMの設計が完了した（2023.4試験予定）。PFMの基本設計が完了した（2023.12試験予定）。深宇宙探査に必須の上段用のエンジンが、デトネーション燃焼を利用することで小型化、高性能化されることが本実験で実証されている。深宇宙探査のための革新的かつフライアブルな新エンジンシステムを創造しつつある点で、社会的意義のある成果である。(3)冬試験にて、液体推進剤デトネーションエンジンの作動特性実験を実施し、BBM・PFM用燃焼機部を製造し、単体試験を実施した。デフラグレーションモードで最大15秒の燃焼を達成した。液流し試験で流量係数を決定し、作動タイミングの最適条件を決定し、燃焼機-供給系の相互作用を理解した。(4)N2Oの触媒分解ガスにて、エチレンの点火・保炎に成功した。デトネーションの伝播維持の代表特性である「反射点距離」に関して、極めて広い化学種・圧力・温度領域で定量決定法を確立した。