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端面燃焼式ハイブリツドロケットの推力制御特性に関する研究

机译：端面燃烧式混合动力火箭推力控制特性研究

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固体ロケットは点火後の消 火および再点火が困難である一方で，液体ロケットおよび ハイブリッドロケットは消炎および再着火が可能である.液 体ロケットは燃料と酸化剤の流量を変更することで，推力 制御することが可能である.燃料流量が固体燃料のガス化 速度で決定されるハイプリッドロケットは酸化剤流量を調 整するだけで推力制御を可能とする長所を有する第1図(a)は従来型ハイプリッドロケットの概要を示す.筒型の燃 料内に酸化剤が流れ境界層燃焼によつて燃焼が進む.この とき，燃料後退速度γはγ∝G_p~m (1)と表される.ここで，G_pおよびmは，推進剤質量流束 および定数である.従来型ハイブリッドロケットの指数m は，0.5から0.8の間の数値を取ることが分かっている. 酸化剤と燃料の質量流量比をξとすると，推力制御中にξ は変化してしまう.このことを，ξ（0/F)シフトと呼ぶ. 特性排気速度はξの関数であるため，ξシフトは比推力の 低下を引き起こすさらには，燃料は燃焼面積を増加さ せながら後退していくため，燃焼中にもξシフトは発生し てしまう.推力制御が可能であるという長所を持つハイブ リッドロケットではあるが，指数mに起因するξシフトに よって，非効率な推力制御になってしまう.%In this study, the authors conducted twice experiments to verify the throttling characteristics of axial-injection end-burning hybrid rockets. Oxidizer mass flow rate and chamber pressure were throttled by actuating valves in a fluid circuit consisting of two oxidizer supply lines. Chamber pressure and oxidizer mass flow rate were measured during each firing. The results show that oxidizer to fuel ratio remains constant for similar values of oxidizer mass flow rate. However, two weak points were identified in these throttling firing tests. First, a pressure transient was observed when oxidizer mass flow rate was increased (turn-up operation). The pressure transient consisted of two distinguishable first order lags, a fast lag followed by a slow lag, which are treated by separate curve fitting functions. The fast response is explained by a thermal lag in the solid fuel, whereas the slow response requires further inquiry. Second, the chamber pressure history exhibited hysteresis characteristics of oxidizer mass flow rate due to the increasing fuel regression rate. Therefore, in the throttling tests where oxidizer flow rate was turned-up and returned to the initial condition twice back-to-back, the chamber pressure history was higher in the second iteration than in the first.
机译：固体火箭在点火后很难扑灭并重新点燃，而液体火箭和混合动力火箭则可以扑灭并重新点燃。液体火箭通过改变燃料和氧化剂的流量来改变推力流。混合动力火箭的燃料流速由固体燃料的气化速率决定，其优点是仅通过调节氧化剂流速就可以进行推力控制。常规混合动力火箭的概述如下：氧化剂在圆柱状燃料中流动，由于边界层燃烧而燃烧，此时，燃料后退率γ表示为γ∝G_p〜m（1）。其中G_p和m是推进剂的质量通量和常数，传统混合动力火箭的指数m已发现在0.5到0.8之间。如果流量比为ξ，则在推力控制过程中ξ发生变化，称为ξ（0 / F）位移，因为特征抽速是ξ的函数，所以ξ位移会减小比力。另外，燃料会在增加燃烧面积的同时后退，因此在燃烧过程中会发生ξ偏移。尽管这是一种混合动力火箭，其优点是可以进行推力控制， m引起的ξ位移导致推力控制效率低。％在本研究中，作者进行了两次实验，以验证轴向喷射端燃烧混合火箭的节流特性。通过由两个氧化剂供应管线组成的流体回路中的致动阀调节压力，在每次点火过程中测量腔室压力和氧化剂质量流量，结果表明，对于相似的氧化剂值，氧化剂与燃料的比例保持恒定质量，流量，但是，在这些节流燃烧测试中发现了两个薄弱点：首先，当氧化剂质量流量增加时（升压运行）观察到压力瞬变。压力瞬变包括两个明显的一阶滞后，一个是快速滞后然后是缓慢滞后，这通过单独的曲线拟合函数进行处理。快速响应由固体燃料中的热滞后解释，减少缓慢响应需要进一步询问。第二，燃烧室压力历史记录揭示了氧化剂的滞后特性因此，在节流试验中，氧化剂流量调高并背对背两次返回到初始状态，第二次迭代中的腔室压力历史记录比第二个实验中高。首先。

著录项

  • 来源
    《日本航空宇宙学会論文集》 |2017年第4期|157-167|共11页
  • 作者

    齋藤勇士; 横井俊希; 津地　歩; 尾村和信; 安河内　裕之; 添田建太郎; 戸谷剛; 脇田督司; 永田晴紀;

  • 作者单位

    北海道大学大学院工学院機械宇宙工学専攻;

    北海道大学大学院工学院機械宇宙工学専攻;

    北海道大学大学院工学院機械宇宙工学専攻;

    北海道大学大学院工学院機械宇宙工学専攻;

    東京大学大学院理学系研究科付属フォトンサイエンス研究機構;

    東京大学大学院理学系研究科付属フォトンサイエンス研究機構;

    北海道大学大学院工学研究院;

    北海道大学大学院工学研究院;

    北海道大学大学院工学研究院;

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