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

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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。