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

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．

Hypersonic を で blunt shock wave with い 伝 sowing す 焼 る combustion wave "デ ト ネ ー シ ョ ン wave" を has drifted back towards &yen; の cylinder structure combustion 焼 in に even 続 に 伝 sowing さ せ を take り て thrust out す エ ン ジ ン "back to the planning デ ト ネ ー シ ョ ン エ ン ジ ン (RDE)" は, mixed, promote chemical, anti 応 が short で し end, Mechanical 圧 shrinkage, no し に to mix 気 が self-reliance 圧 shrinkage さ れ る こ と で, small で high-performance な universe propulsion エ ン ジ ン を be presently し う る. The author は RDE を with い た innovation な chemical propulsion シ ス テ ム build に し seaborne tight の subject で あ る (1) the world first に 駆 け た space で の RDE の performance evaluation 価 technology be card, (2) デ ト ネ ー シ ョ ン combustion 焼 nearly alongside の innovation in the field of cooling units の open 発 と い う 2 つ の subject に し seaborne, on written の under り を line っ た. (1) 2021 に JAXA institute of space science の 観 measuring ロ ケ ッ ト S - 520-31 machine を with い た デ ト ネ ー シ ョ ン エ ン ジ ン の space で の flight be card が project さ れ て お り, vibration, impact shock, ダ イ ナ ミ ッ ク バ ラ ン ス subtle gravity, thermal environment, can be で の use を scenarios し た, Youdaoplaceholder0 アブ アブ なシステム なシステム <s:1> construction, およびシステムに for the performance verification of せるRDE <e:1> が must not be lacking であった. そ こ で contains the author を 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 complete さ せ, the author は こ の シ ス テ ム に RDE を for し て be interstate の を flight test environment simulation し た the ground test の actuation デ ー タ の し に success, This システムが cosmic space を flight <s:1> た international <s:1> motion <e:1> change をリアリスティッ に に is presumed to be possible と た た. (2) heat load の raw じ る イ ン ジ ェ ク タ nearly alongside に お い て, そ の propulsion tonic jet に with う unsteady phenomenon を な fluid cooling technology へ 応 し, inner tube の い 単 has drifted back towards &yen; tube RDE の outside tube wall surface に all propulsion tonic イ ン ジ ェ ク を タ hole configuration し た promote jet cooling unit を test case, be installed し た. Visual 観 examine と 4 seconds 焼 の combustion test か ら jet plane nearly alongside の mixed が 気 layer into the heat flux of a smoldering を low cut す る heat defense layer と し て function し, wall に intrusion す る residual heat は propulsion tonic ガ ス と の heat で 処 Richard さ れ る と い う this structure, heat exchange cooling unit の fluid メ カ ニ ズ ム を Ming ら か に し, The fundamental principle of this cooling mechanism を is obtained by た た.

项目成果

Cylindrical Rotating Detonation Engine Cooling by Means of Propellant Injection

• DOI: 10.2514/6.2020-3855
• 发表时间: 2020-08
• 期刊: AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum
• 作者: Keisuke Goto;Kosei Ota;A. Kawasaki;H. Watanabe;N. Itouyama;K. Matsuoka;J. Kasahara;A. Matsuo

Combustion Pressure Distributions and Thrust Performance in Small Cylindrical Rotating Detonation Engines

小型圆柱形旋转爆震发动机的燃烧压力分布和推力性能

• 发表时间: 2020
• 作者: R. Yokoo;K. Goto;A. Kawasaki;K. Matsuoka;J. Kasahara;A. Matsuo;D. Nakata;I. Funaki
• 通讯作者: I. Funaki

Propulsion Performance of Cylindrical Rotating Detonation Engine

• DOI: 10.2514/1.j058322
• 发表时间: 2020-12
• 期刊: AIAA Journal
• 影响因子: 2.5
• 作者: R. Yokoo;Keisuke Goto;Juhoe Kim;A. Kawasaki;K. Matsuoka;J. Kasahara;A. Matsuo;I. Funaki

Experimental study of internal flow structures in cylindrical rotating detonation engines

圆筒旋转爆震发动机内流结构实验研究

• DOI: 10.1016/j.proci.2020.08.001
• 发表时间: 2021
• 期刊: Proceedings of the Combustion Institute
• 影响因子: 3.4
• 作者: Yokoo Ryuya;Goto Keisuke;Kasahara Jiro;Athmanathan Venkat;Braun James;Paniagua Guillermo;Meyer Terrence R.;Kawasaki Akira;Matsuoka Ken;Matsuo Akiko;Funaki Ikkoh
• 通讯作者: Funaki Ikkoh

Propulsive Performance of Rotating Detonation Engines in CH4/O2 and C2H4/O2 for Flight Experiment

飞行实验用旋转爆震发动机在 CH4/O2 和 C2H4/O2 中的推进性能

• 发表时间: 2019
• 作者: K. Goto;A. Kawasaki;K. Matsuoka;J. Kasahara;A. Matsuo;D. Nakata;R. Yokoo;J. Kim;I. Funaki;M. Uchiumi
• 通讯作者: M. Uchiumi