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

点击翻译按钮获取中文摘要

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．