WO2021171988A1 - ロケットエンジン用燃焼装置 - Google Patents

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新史 石原
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    • F05D2260/964—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise counteracting thermoacoustic noise

Definitions

  • the present disclosure relates to a combustion device for a rocket engine.
  • the present application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2020-033320 filed in Japan on February 28, 2020, the contents of which are incorporated herein by reference.
  • Patent Document 1 discloses a thrust control device and a thrust control method for a liquid rocket engine.
  • the purpose of this thrust control device and thrust control method is to reduce the thrust in the thrust control of a rocket engine and operate within the range of the reduced thrust, the extreme difference in injection pressure (difference between injection pressure and combustion pressure). This is to reduce the possibility of low-frequency combustion vibration (chugging) caused by the decrease.
  • a temperature control means for controlling the temperature of the liquid propellant is provided on the upstream side of the injection orifice, and the thrust of the engine.
  • the temperature of the liquid propellant is raised so that the injection differential pressure required for the reduction control can be secured by utilizing the saturated vapor pressure of the liquid propellant.
  • the vibration at a certain thrust is suppressed by changing the shape of the injection orifice.
  • vibration cannot be suppressed by multiple thrusts.
  • a reusable type rocket engine combustion device is used in a relatively wide thrust range for landing operation, etc., unlike a disposable type combustion device. Therefore, in the liquid rocket engine described in Patent Document 1, the vibration of the reusable type rocket engine combustion device cannot be effectively suppressed over the entire thrust range.
  • the present disclosure has been made in view of the above circumstances, and an object of the present disclosure is to provide a combustion device for a rocket engine capable of effectively suppressing vibration when operating with a plurality of thrusts.
  • the combustion device for a rocket engine is generated by the combustion reaction of a combustion chamber that causes a combustion reaction between fuel and an oxidizing agent, an injector that injects the fuel and the oxidizing agent into the combustion chamber, and the combustion reaction. It is provided with a nozzle skirt that injects the generated combustion gas to the outside, and an inertia increasing portion that can increase the equivalent inertia in the vibration equivalent circuit of the combustion device for a rocket engine.
  • the rocket engine combustion apparatus of the second aspect of the present disclosure has, in the first aspect, the fuel flow path for guiding the fuel to the combustion chamber, the oxidant flow path for guiding the oxidant to the combustion chamber, and the oxidant flow path.
  • the equivalent inertia may be increased by providing a plurality of branch portions in the fuel flow path and / or the oxidant flow path to lengthen the flow path length.
  • the inertia increasing portion is the fuel flow path or / and the fuel flow path in the branching portion without changing the flow path cross-sectional area in the front-rear direction.
  • the oxidizing agent flow path may be branched.
  • the fuel flow path and / and the oxidant flow path include a cooling flow path for cooling the nozzle skirt.
  • the plurality of branch portions may be provided in front of the cooling flow path.
  • the cooling flow path is provided from the base end to the end portion of the nozzle skirt and is folded back at the end portion. May be good.
  • the cooling flow path may be provided spirally with respect to the nozzle skirt.
  • a combustion device for a rocket engine capable of effectively suppressing vibration when operating with a plurality of thrusts.
  • the rocket engine combustion device C is a combustion device constituting a reusable type rocket engine. That is, unlike the conventional disposable rocket combustion device, the rocket engine combustion device C operates with a wide range of thrusts (operating points) in addition to the steady thrust (steady operating point), that is, from the steady thrust. Is a combustion device that operates even with significantly lower thrust (low operating point).
  • the rocket engine combustion device C includes a fuel receiving section 1A, an oxidant receiving section 1B, a fuel flow path 2A, an oxidant flow path 2B, a fuel injector 3A, an oxidant injector 3B, and a combustion chamber. 4 and a nozzle skirt 5 are provided.
  • the fuel flow path 2A and the oxidant flow path 2B in the present embodiment correspond to the inertia increasing portion of the present disclosure.
  • the fuel receiving unit 1A is a receiving port that receives fuel from the fuel supply system. That is, the fuel receiving unit 1A is a receiving port that receives liquid fuel of a predetermined pressure from a fuel supply system composed of a fuel tank, a fuel pump, and the like, and supplies the liquid fuel to the fuel flow path 2A.
  • the liquid fuel is, for example, liquid hydrogen or liquefied natural gas.
  • the oxidant receiving unit 1B is a receiving port for receiving the oxidant from the oxidant supply system. That is, the oxidant receiving unit 1B is a receiving port that receives an oxidant at a predetermined pressure from an oxidant supply system composed of an oxidant tank, an oxidant pump, and the like, and supplies the oxidant to the oxidant flow path 2B.
  • the oxidizing agent is, for example, liquid oxygen.
  • the fuel flow path 2A is a metal pipe that guides the liquid fuel supplied from the fuel supply system to the fuel injector 3A via the fuel receiving portion 1A.
  • the fuel flow path 2A includes a receiving pipe 21a, a fuel branching portion 22a, and a plurality of branching pipes 23a.
  • the receiving pipe 21a is a single pipe connecting the fuel receiving portion 1A and the fuel branching portion 22a, and the liquid fuel is circulated from the fuel receiving portion 1A to the fuel branching portion 22a.
  • the fuel branch portion 22a is an aggregate of a plurality of branch portions S. That is, the fuel branch portion 22a, that is, the plurality of branch portions S in the fuel flow path 2A are the pipe lengths (flow paths) of the fuel flow path 2A by sequentially branching the receiving pipe 21a (single flow path) which is a single pipe. It is for lengthening the length). In addition, by branching the flow path, the effect of creating a fine shower of liquid fuel suitable for combustion can be expected.
  • a flow path branching method in which a single flow path is branched into a plurality of flow paths by a single branch portion S may be adopted, but as will be described later, in the present embodiment, the piping of the fuel flow path 2A By increasing the length (flow path length), the equivalent inertia L in the vibration equivalent circuit is increased. Therefore, the fuel branching portion 22a is not branched into a plurality of flow paths at one place, but is provided with, for example, a plurality of branching portions S as shown in FIG. 2, and each branching portion S is branched into two flow paths.
  • a tournament-type branching mode is adopted in which the pipe length (flow path length) of the fuel flow path 2A is increased.
  • the fuel branch portion 22a distributes the liquid fuel flowing in from the receiving pipe 21a to the plurality of branch pipes 23a.
  • the plurality of branch pipes 23a are pipes connected to the fuel branch portion 22a via the plurality of branch portions S. These branch pipes 23a guide the liquid fuel flowing in from the fuel branch portion 22a to the fuel injector 3A.
  • branch pipes 23a constitute a cooling flow path RA as shown in FIG.
  • the cooling flow path RA is a piping portion that contributes to cooling the combustion chamber 4 and the nozzle skirt 5. That is, the cooling flow paths RA (plurality of branch pipes 23a) are mechanically provided densely on the wall surfaces of the combustion chamber 4 and the nozzle skirt 5 as shown in FIGS. 3A and 3B so as to be adjacent to each other. The combustion chamber 4 and the nozzle skirt 5 are cooled by the liquid fuel flowing through the combustion chamber 4.
  • these branch pipes 23a are provided over the entire wall surface of the combustion chamber 4, and the wall surface of the nozzle skirt 5 is provided from the base end 5a (upper end) to the end portion 5b (lower end). There is. That is, these branch pipes 23a are provided over the entire surface of the combustion chamber 4 and the nozzle skirt 5.
  • branch pipes 23a are spirally provided with respect to the wall surfaces of the combustion chamber 4 and the nozzle skirt 5, and are adjacent to each other as shown in FIG. 3B by being folded back at the end portion 5b of the nozzle skirt 5.
  • the branch pipes 23a are provided so that the flow directions of the liquid fuels are opposite to each other. That is, the plurality of branch pipes 23a are provided so that the liquid fuel spirally and reciprocates from the upper end of the combustion chamber 4 to the end portion 5b (lower end) of the nozzle skirt 5.
  • the branch pipe 23a does not have to be spiral as long as the required flow path length of the fuel flow path 2A can be obtained.
  • the total cross-sectional area of the plurality of branch pipes 23a is equivalent to the cross-sectional area of the single receiving pipe 21a. That is, the fuel branch portion 22a (branch portion S) branches the fuel flow path 2A without changing the cross-sectional area of the flow path before and after.
  • the fuel flow path 2A configured in this way, in addition to lengthening the pipe length (flow path length) of the fuel flow path 2A by the fuel branch portion 22a, the fuel flow path 2A is also provided by the plurality of branch pipes 23a. Increase the pipe length (flow path length).
  • the equivalent inertia L in the vibration equivalent circuit can be sufficiently increased. can.
  • the oxidant flow path 2B is a metal pipe that guides the oxidant supplied from the oxidant supply system to the oxidant injector 3B via the oxidant receiving portion 1B.
  • the oxidant flow path 2B includes a receiving pipe 21b, an oxidant branching portion 22b, and a plurality of branch pipes 23b.
  • the receiving pipe 21b is a single pipe connecting the oxidant receiving portion 1B and the oxidant branching portion 22b, and circulates the oxidant from the oxidant receiving portion 1B to the oxidant branching portion 22b.
  • the oxidant branching portion 22b is an aggregate of a plurality of branching portions S as shown in FIG.
  • the oxidant branching portion 22b that is, the plurality of branching portions S in the oxidant flow path 2B are formed by sequentially branching the receiving pipe 21b (single flow path), which is a single pipe, so that the pipe length (flow) of the oxidant flow path 2B is formed. This is to lengthen the road length).
  • the equivalent inertia is increased by lengthening the pipe length (flow path length) of the oxidant flow path 2B. Therefore, the oxidant branching portion 22b does not branch the flow path into a plurality of flow paths at one place, but provides a plurality of branching portions S as shown in FIG. 2 and branches into two flow paths at each branching portion S.
  • a branching form is adopted in which the pipe length (flow path length) of the oxidizing agent flow path 2B is increased.
  • the oxidant branching portion 22b distributes the oxidant flowing in from the receiving pipe 21b to a plurality of branch pipes 23b.
  • the plurality of branch pipes 23b are pipes connected to the oxidant branch portion 22b via the plurality of branch portions S. These branch pipes 23b guide the oxidant flowing in from the oxidant branching portion 22b to the oxidant injector 3B.
  • these branch pipes 23b form a cooling flow path RB as shown in FIG.
  • the cooling flow path RB is a piping portion that contributes to cooling the combustion chamber 4 and the nozzle skirt 5. That is, the cooling flow paths RB (plural branch pipes 23b) are mechanically provided densely on the wall surfaces of the combustion chamber 4 and the nozzle skirt 5 so as to be adjacent to each other, and the combustion chamber is provided by the oxidizing agent flowing inside. 4 and the nozzle skirt 5 are cooled.
  • branch pipes 23b extend over the entire wall surface of the combustion chamber 4, and the wall surface of the nozzle skirt 5 has a base end 5a (upper end) to an end portion 5b (lower end). It is provided over. That is, these branch pipes 23b are provided over the entire surface of the combustion chamber 4 and the nozzle skirt 5.
  • branch pipes 23b are spirally provided with respect to the wall surfaces of the combustion chamber 4 and the nozzle skirt 5, and are folded back at the end portion 5b of the nozzle skirt 5, similarly to the branch pipe 23a of the fuel flow path 2A.
  • the oxidants are provided so as to flow in opposite directions between the adjacent branch pipes 23b. That is, the plurality of branch pipes 23b are provided so that the oxidizing agent spirally and reciprocates from the upper end of the combustion chamber 4 to the end portion 5b (lower end) of the nozzle skirt 5.
  • the total cross-sectional area of the plurality of branch pipes 23b is equivalent to the cross-sectional area of a single receiving pipe 21b. That is, the oxidant branching portion 22b (branching portion S) branches the oxidant flow path 2B without changing the cross-sectional area of the flow path before and after.
  • the oxidant in addition to lengthening the pipe length (flow path length) of the oxidant flow path 2B by the oxidant branching portion 22b, the oxidant is also formed by the plurality of branch pipes 23b. Increase the pipe length (flow path length) of the flow path 2B.
  • the flow path length of the oxidant flow path through which the oxidant flows is longer than that of the conventional rocket engine combustion device, so that the equivalent inertia L in the vibration equivalent circuit is sufficiently increased. be able to.
  • the fuel injector 3A is a fuel injection nozzle provided near one end (upper end) of the combustion chamber 4, and injects liquid fuel flowing from the fuel flow path 2A into the combustion chamber 4. That is, the fuel injector 3A injects fuel into the combustion chamber, which is the internal space of the combustion chamber 4.
  • the fuel injector 3A is provided for each of a plurality of branch pipes 23a, for example.
  • the oxidant injector 3B is an oxidant injection nozzle provided near one end (upper end) of the combustion chamber 4, and injects the oxidant flowing in from the oxidant flow path 2B into the combustion chamber 4. That is, the oxidant injector 3B injects the oxidant into the combustion chamber, which is the internal space of the combustion chamber 4.
  • the oxidant injector 3B is provided for each of a plurality of branch pipes 23b, for example.
  • the combustion chamber 4 is a hollow body including the above-mentioned combustion chamber as an internal space.
  • the combustion chamber 4 burns the fuel injected from the fuel injector 3A in the combustion chamber using the oxidant injected from the oxidant injector 3B.
  • the cooling channels RA and RB form a cooling mechanism for sufficiently cooling the combustion chamber 4.
  • the nozzle skirt 5 is a funnel-shaped injection nozzle that communicates with the combustion chamber and injects combustion gas to the outside.
  • the reusable rocket in the present embodiment flies using the reaction force obtained when the combustion gas is injected from the nozzle skirt 5 to the outside as thrust.
  • the nozzle skirt 5 needs to have a wall surface cooling function because the inner wall surface is exposed to the combustion gas.
  • the cooling flow paths RA and RB form a cooling mechanism for sufficiently cooling the nozzle skirt 5.
  • FIG. 4 is a vibration equivalent circuit (vibration model) of the rocket engine combustion device C.
  • the oxidant flow path in the fuel flow path 2A liquid fuel flow path
  • the oxidant receiving section 1B to the oxidant injector 3B.
  • Vibration is generated by coupling the fluctuation of the pressure in 2B and the fluctuation of the pressure (combustion pressure) in the combustion chamber 4. That is, the rocket engine combustion device C vibrates with the flow of liquid fuel and oxidant as one of the vibration sources.
  • the vibration equivalent circuit shown in FIG. 4 shows how each component (mechanical element) of the rocket engine combustion device C shown in FIG. 1 acts on the vibration caused by the vibration source. ing. That is, the vibration equivalent circuit of the rocket engine combustion device C is represented as a series connection circuit of the equivalent inertia L and the equivalent resistor R, and the vibration is suppressed by adjusting the magnitude of the equivalent inertia L and / and the equivalent resistor R. can do.
  • the equivalent inertia L is expressed by the following equation and is an amount that depends on the flow path lengths of the fuel flow path 2A and the oxidant flow path 2B.
  • Each parameter in this equation is as shown in Table 1.
  • the front equation is a dimensionless equation showing the equivalent inertia L
  • the rear equation is a dimensionless equation showing the equivalent inertia L.
  • the equivalent resistance R is an amount that depends on the pressure loss of the liquid fuel and the oxidant in the fuel flow path 2A, the oxidant flow path 2B, the fuel injector 3A, and the oxidant injector 3B.
  • the equivalent resistance R is an amount that makes it difficult for the rocket engine combustion device C to vibrate by increasing it, and makes it easier for the rocket engine combustion device C to vibrate by decreasing it.
  • the equivalent inertia L is a quantity that tends to increase when the steady combustion pressure value is lowered, and therefore has a property of suppressing vibration at a low thrust. That is, when the equivalent inertia L is optimally set for vibration in the steady thrust, if the thrust of the rocket engine combustion device C is reduced, the equivalent inertia L increases, so that the rocket engine combustion device C is difficult to vibrate. become.
  • the pressure loss is the pressure difference between the fuel pressure in the fuel injector 3A and the combustion pressure in the combustion chamber 4 (injection differential pressure), and the oxidation in the oxidant injector 3B. It is a pressure difference (injection differential pressure) between the pressure of the agent and the combustion pressure in the combustion chamber 4, and is proportional to the square of the mass flow rate of the fuel and the oxidizing agent. Moreover, the combustion pressure in the combustion chamber is proportional to the mass flow rate. Therefore, when the thrust of the rocket engine combustion device C is reduced, the equivalent resistance R is reduced, so that the rocket engine combustion device C is likely to vibrate.
  • the thrust range of the disposable rocket engine is narrow, so vibration is suppressed by optimally setting the equivalent resistance in the steady thrust.
  • the rocket engine combustion device C according to the present embodiment is mounted on and used in a reusable rocket engine, the flow path lengths of the fuel flow path 2A and the oxidant flow path 2B are lengthened. As a result, the equivalent inertia L is increased and the vibration margin is secured when the thrust is used with a thrust that is relatively significantly lower than the steady thrust.
  • the equivalent inertia L in the vibration equivalent circuit of the rocket engine combustion device C is increased, so that a relatively wide thrust is obtained. It is possible to effectively suppress the vibration of the rocket engine combustion device C when operating with a plurality of thrusts (operating points) in the range.
  • the liquid fuel and the oxidant can be used without changing the equivalent resistance R.
  • the flow path fuel flow path 2A and oxidant flow path 2B
  • vibration suppression can be considered by focusing only on the equivalent inertia L without considering the change in the equivalent resistance R.
  • the fuel branch portion 22a in the fuel flow path 2A and providing the oxidant branch portion 22b in the oxidant flow path 2B that is, a plurality of oxidant flow paths 2A and the oxidant flow path 2B are provided.
  • the branch portion S of the above the flow path lengths of the fuel flow path 2A and the oxidant flow path 2B are lengthened, thereby increasing the equivalent inertia L. Therefore, according to the present embodiment, it is possible to easily increase the equivalent inertia L.
  • the fuel branch portion 22a is provided in the front stage of the cooling flow path RA
  • the oxidant branch portion 22b is provided in the front stage of the cooling flow path RB, that is, in the front stage of the cooling flow paths RA and RB. Since the plurality of branch portions S are provided, the flow path lengths of the fuel flow path 2A and the oxidant flow path 2B can be easily lengthened.
  • the cooling channels RA and RB that is, the branch pipes 23a and 23b are folded back at the end portion 5b of the nozzle skirt 5 and are spirally provided with respect to the combustion chamber 4 and the nozzle skirt 5.
  • the present disclosure is not limited to the above embodiment, and for example, the following modifications can be considered.
  • the fuel branch portion 22a is provided in the fuel flow path 2A
  • the oxidant branch portion 22b is provided in the oxidant flow path 2B, but the present disclosure is not limited to this. That is, either the fuel branch portion 22a or the oxidant branch portion 22b may be provided.
  • the total cross-sectional area of the plurality of branch pipes 23a and 23b is equivalent to the cross-sectional area of a single receiving pipe 21a and 21b, but the present disclosure is not limited to this.
  • the fuel flow path 2A and the oxidant flow path 2B may be branched so as to change the flow path cross-sectional areas before and after the fuel branching portion 22a and the oxidant branching portion 22b.
  • branch pipes 23a and 23b are folded back at the end portion 5b of the nozzle skirt 5, but the present disclosure is not limited to this.
  • the branch pipes 23a and 23b may be folded back at any position between, for example, the upper end of the combustion chamber 4 and the end portion 5b of the nozzle skirt 5.
  • one branch portion S is bifurcated, but the present disclosure is not limited to this.
  • the number of branches in one branch S may be 3 or more.
  • a combustion device for a rocket engine capable of effectively suppressing vibration when operating with a plurality of thrusts.
  • C Combustion device for rocket engine RA Cooling flow path RB Cooling flow path S Branch part 1A Fuel receiving part 1B Oxidizing agent receiving part 2A Fuel flow path (inertance increasing part) 21a Receiving pipe 22a Fuel branching part 23a Branching pipe 2B Oxidizing agent flow path (inertance increasing part) 21b Receiving pipe 22b Oxidizing agent branching part 23b Branching pipe 3A Fuel injector 3B Oxidizing agent injector 4 Combustion chamber 5 Nozzle skirt 5a Base end 5b End

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Abstract

このロケットエンジン用燃焼装置（Ｃ）は、燃料と酸化剤とを燃焼反応させる燃焼室と、燃料及び酸化剤を燃焼室に噴射する噴射器（３Ａ，３Ｂ）と、燃焼反応で発生した燃焼ガスを外部に噴射するノズルスカート（５）と、ロケットエンジン用燃焼装置の振動等価回路における等価イナータンスを増加せるイナータンス増加部（２Ａ，２Ｂ）と、を備える。

Description

ロケットエンジン用燃焼装置
　本開示は、ロケットエンジン用燃焼装置に関する。
　本願は、２０２０年２月２８日に、日本に出願された特願２０２０－０３３３２０号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　下記特許文献１には、液体ロケットエンジンの推力制御装置及び推力制御方法が開示されている。この推力制御装置及び推力制御方法の目的は、ロケットエンジンの推力制御において、推力を低減制御して低減推力の範囲で運転する際に、噴射差圧（噴射圧と燃焼圧との差）の極端な低下により生じる低周波燃焼振動（チャギング）の発生の可能性を低減させることである。この推力制御装置及び推力制御方法は、噴射オリフィスを通して燃焼室に液体推進薬を噴射する液体ロケットエンジンにおいて、噴射オリフィスの上流側に液体推進薬の温度を制御する温度制御手段を設け、エンジンの推力の低減制御時に、液体推進薬の飽和蒸気圧を利用して低減制御に必要な噴射差圧を確保できるよう、液体推進薬を昇温する。
日本国特開２０１３－１５５６５５号公報
　ロケットエンジン用燃焼装置の振動抑制という観点で見た場合、特許文献１に記載の液体ロケットエンジンにおいては、噴射オリフィス形状を変えることによって、ある単一の推力（動作点）における振動を抑制することができるが、複数の推力において振動を抑制することはできない。例えば再使用タイプのロケットエンジン用燃焼装置は、使い捨てタイプのものとは異なり、着陸運用等に供するために比較的広範な推力範囲で使用される。したがって、特許文献１に記載の液体ロケットエンジンでは、再使用タイプのロケットエンジン用燃焼装置の振動を全推力域に亘って効果的に抑制することができない。
　本開示は、上述した事情に鑑みてなされたものであり、複数の推力で動作する際の振動を効果的に抑制することが可能なロケットエンジン用燃焼装置の提供を目的とする。
　本開示の第１の態様のロケットエンジン用燃焼装置は、燃料と酸化剤とを燃焼反応させる燃焼室と、前記燃料及び前記酸化剤を前記燃焼室に噴射する噴射器と、前記燃焼反応で発生した燃焼ガスを外部に噴射するノズルスカートと、ロケットエンジン用燃焼装置の振動等価回路における等価イナータンスを増加せるイナータンス増加部と、を備える。
　本開示の第２の態様のロケットエンジン用燃焼装置は、上記第１の態様において、前記燃料を前記燃焼室に導く燃料流路と、前記酸化剤を前記燃焼室に導く酸化剤流路と、をさらに備え、前記イナータンス増加部は、前記燃料流路あるいは／及び前記酸化剤流路に複数の分岐部を設けて流路長を長くすることにより前記等価イナータンスを増加させてもよい。
　本開示の第３の態様のロケットエンジン用燃焼装置は、上記第２の態様において、前記イナータンス増加部は、前記分岐部において、前後における流路断面積を変えることなく前記燃料流路あるいは／及び前記酸化剤流路を分岐させてもよい。
　本開示の第４の態様のロケットエンジン用燃焼装置は、上記第２または第３の態様において、前記燃料流路あるいは／及び前記酸化剤流路は、前記ノズルスカートを冷却する冷却流路を備え、前記イナータンス増加部において、前記冷却流路の前段に前記複数の分岐部を設けてもよい。
　本開示の第５の態様のロケットエンジン用燃焼装置は、上記第４の態様において、前記冷却流路は、前記ノズルスカートの基端から端部に亘って設けられ、前記端部で折り返されてもよい。
　本開示の第６の態様のロケットエンジン用燃焼装置は、上記第４または第５の態様において、前記冷却流路は前記ノズルスカートに対して螺旋状に設けられてもよい。
　本開示によれば、複数の推力で動作する際の振動を効果的に抑制することが可能なロケットエンジン用燃焼装置を提供することが可能である。
本開示の一実施形態に係るロケットエンジン用燃焼装置の構成を示す模式図である。 本開示の一実施形態における燃料分岐部及び酸化剤分岐部の詳細を示す模式図である。 本開示の一実施形態における分岐管の配置を示す図である。 本開示の一実施形態における分岐管の一部拡大図である。 本開示の一実施形態に係るロケットエンジン用燃焼装置の振動等価回路である。
　以下、図面を参照して、本開示の一実施形態について説明する。
　本実施形態に係るロケットエンジン用燃焼装置Ｃは、再使用タイプのロケットエンジンを構成する燃焼装置である。すなわち、ロケットエンジン用燃焼装置Ｃは、従来の使い捨てタイプのロケットの燃焼装置とは異なり、定常推力（定常動作点）に加え、広範囲な複数の推力（動作点）で動作する、つまり定常推力よりも大幅に低い推力（低動作点）でも動作する燃焼装置である。
　ロケットエンジン用燃焼装置Ｃは、図１に示すように、燃料受入部１Ａ、酸化剤受入部１Ｂ、燃料流路２Ａ、酸化剤流路２Ｂ、燃料噴射器３Ａ、酸化剤噴射器３Ｂ、燃焼チャンバ４及びノズルスカート５を備えている。なお、本実施形態における燃料流路２Ａ及び酸化剤流路２Ｂは、本開示のイナータンス増加部に相当する。
　燃料受入部１Ａは、燃料供給系から燃料を受け入れる受入ポートである。すなわち、燃料受入部１Ａは、所定圧の液体燃料を燃料タンク及び燃料ポンプ等から構成された燃料供給系から受け入れる受入口であり、液体燃料を燃料流路２Ａに供給する。液体燃料は、例えば液体水素あるいは液化天然ガスである。
　酸化剤受入部１Ｂは、酸化剤供給系から酸化剤を受け入れる受入ポートである。すなわち、酸化剤受入部１Ｂは、所定圧の酸化剤を酸化剤タンク及び酸化剤ポンプ等から構成された酸化剤供給系から受け入れる受入口であり、酸化剤を酸化剤流路２Ｂに供給する。酸化剤は、例えば液体酸素である。
　燃料流路２Ａは、燃料受入部１Ａを介して燃料供給系から供給される液体燃料を燃料噴射器３Ａに導く金属製配管である。燃料流路２Ａは、受入管２１ａ、燃料分岐部２２ａ及び複数の分岐管２３ａを備える。受入管２１ａは、燃料受入部１Ａと燃料分岐部２２ａとを接続する単一の配管であり、燃料受入部１Ａから燃料分岐部２２ａに液体燃料を流通させる。
　燃料分岐部２２ａは、図２に示すように複数の分岐部Ｓの集合体である。すなわち、燃料分岐部２２ａつまり燃料流路２Ａにおける複数の分岐部Ｓは、単一の配管である受入管２１ａ（単一流路）を順次枝分かれさせることによって、燃料流路２Ａの配管長（流路長）を長くするためのものである。また、流路を枝分かれさせることで、燃焼に適した液体燃料の微細なシャワーを作り出す効果も期待できる。
　ここで、単一の分岐部Ｓで単一流路を複数の流路に分岐させるという流路の分岐手法を採用してもよいが、後述するように本実施形態では、燃料流路２Ａの配管長（流路長）を長くすることによって振動等価回路における等価イナータンスＬを増大させる。したがって、燃料分岐部２２ａは、流路を一箇所で複数に分岐させるのではなく、例えば図２に示すように複数の分岐部Ｓを設け、各分岐部Ｓにおいて二つの流路に分岐させることを順次繰り返すことによって、燃料流路２Ａの配管長（流路長）を増大させるトーナメント形式の分岐形態を採用する。
　燃料分岐部２２ａは、受入管２１ａから流入する液体燃料を複数の分岐管２３ａに分配する。複数の分岐管２３ａは、複数の分岐部Ｓを介して燃料分岐部２２ａに接続された配管である。これら分岐管２３ａは、燃料分岐部２２ａから流入する液体燃料を燃料噴射器３Ａに導く。
　また、これら分岐管２３ａは、図１に示すように冷却流路ＲＡを構成している。冷却流路ＲＡは、燃焼チャンバ４及びノズルスカート５の冷却に寄与する配管部位である。すなわち、冷却流路ＲＡ（複数の分岐管２３ａ）は、機械的には図３Ａ、３Ｂに示すように燃焼チャンバ４及びノズルスカート５の壁面に互いに隣接するように密に設けられており、内部を流通する液体燃料によって燃焼チャンバ４及びノズルスカート５を冷却する。
　これら分岐管２３ａは、図３Ａに示すように燃焼チャンバ４の壁面の全面に亘って、またノズルスカート５の壁面については基端５ａ（上端）から端部５ｂ（下端）に亘って設けられている。すなわち、これら分岐管２３ａは、燃焼チャンバ４及びノズルスカート５の全面に亘って設けられている。
　また、これら分岐管２３ａは、燃焼チャンバ４及びノズルスカート５の壁面に対して螺旋状に設けられており、かつノズルスカート５の端部５ｂで折り返されることによって、図３Ｂに示すように隣り合う分岐管２３ａ同士の液体燃料の流れ方向が逆方向になるように設けられている。すなわち、複数の分岐管２３ａは、燃焼チャンバ４の上端からノズルスカート５の端部５ｂ（下端）に亘って、液体燃料が螺旋状かつ往復するように流れるように設けられている。なお、燃料流路２Ａの必要な流路長を得られれば、分岐管２３ａは螺旋状でなくてもよい。
　ここで、複数の分岐管２３ａの総断面積は、単一の受入管２１ａの断面積と同等である。すなわち、燃料分岐部２２ａ（分岐部Ｓ）は、前後における流路断面積を変えることなく燃料流路２Ａを分岐させる。
　このように構成された燃料流路２Ａにおいては、燃料分岐部２２ａによって燃料流路２Ａの配管長（流路長）を長くすることに加えて、複数の分岐管２３ａによっても燃料流路２Ａの配管長（流路長）を長くする。このような燃料流路２Ａにおいては、液体燃料が流通する燃料流路の流路長が従来のロケットエンジン用燃焼装置に比べて長いので、振動等価回路における等価イナータンスＬを十分に増大させることができる。
　酸化剤流路２Ｂは、酸化剤受入部１Ｂを介して酸化剤供給系から供給される酸化剤を酸化剤噴射器３Ｂに導く金属製配管である。酸化剤流路２Ｂは、受入管２１ｂ、酸化剤分岐部２２ｂ及び複数の分岐管２３ｂを備える。受入管２１ｂは、酸化剤受入部１Ｂと酸化剤分岐部２２ｂとを接続する単一の配管であり、酸化剤受入部１Ｂから酸化剤分岐部２２ｂに酸化剤を流通させる。
　酸化剤分岐部２２ｂは、図２に示すように複数の分岐部Ｓの集合体である。酸化剤分岐部２２ｂつまり酸化剤流路２Ｂにおける複数の分岐部Ｓは、単一の配管である受入管２１ｂ（単一流路）を順次枝分かれさせることによって、酸化剤流路２Ｂの配管長（流路長）を長くするためのものである。
　上述したように、本実施形態では、酸化剤流路２Ｂの配管長（流路長）を長くすることによって等価イナータンスを増大させる。したがって、酸化剤分岐部２２ｂは、流路を一箇所で複数に分岐させるのではなく、図２に示すように複数の分岐部Ｓを設け、各分岐部Ｓにおいて二つの流路に分岐させることを順次繰り返すことによって、酸化剤流路２Ｂの配管長（流路長）を増大させる分岐形態を採用する。
　酸化剤分岐部２２ｂは、受入管２１ｂから流入する酸化剤を複数の分岐管２３ｂに分配する。複数の分岐管２３ｂは、複数の分岐部Ｓを介して酸化剤分岐部２２ｂに接続された配管である。これら分岐管２３ｂは、酸化剤分岐部２２ｂから流入する酸化剤を酸化剤噴射器３Ｂに導く。
　また、これら分岐管２３ｂは、図１に示すように冷却流路ＲＢを構成している。冷却流路ＲＢは、冷却流路ＲＡと同様に、燃焼チャンバ４及びノズルスカート５の冷却に寄与する配管部位である。すなわち、冷却流路ＲＢ（複数の分岐管２３ｂ）は、機械的には燃焼チャンバ４及びノズルスカート５の壁面に互いに隣接するように密に設けられており、内部を流通する酸化剤によって燃焼チャンバ４及びノズルスカート５を冷却する。
　これら分岐管２３ｂは、燃料流路２Ａの分岐管２３ａと同様に、燃焼チャンバ４の壁面の全面に亘って、またノズルスカート５の壁面については基端５ａ（上端）から端部５ｂ（下端）に亘って設けられている。すなわち、これら分岐管２３ｂは、燃焼チャンバ４及びノズルスカート５の全面に亘って設けられている。
　また、これら分岐管２３ｂは、燃料流路２Ａの分岐管２３ａと同様に、燃焼チャンバ４及びノズルスカート５の壁面に対して螺旋状に設けられており、かつノズルスカート５の端部５ｂで折り返されることによって、図３Ｂに示すように隣り合う分岐管２３ｂ同士の酸化剤の流れ方向が逆方向になるように設けられている。すなわち、複数の分岐管２３ｂは、燃焼チャンバ４の上端からノズルスカート５の端部５ｂ（下端）に亘って、酸化剤が螺旋状かつ往復するように流れるように設けられている。
　ここで、複数の分岐管２３ｂの総断面積は、単一の受入管２１ｂの断面積と同等である。すなわち、酸化剤分岐部２２ｂ（分岐部Ｓ）は、前後における流路断面積を変えることなく酸化剤流路２Ｂを分岐させる。
　このように構成された酸化剤流路２Ｂにおいては、酸化剤分岐部２２ｂによって酸化剤流路２Ｂの配管長（流路長）を長くすることに加えて、複数の分岐管２３ｂによっても酸化剤流路２Ｂの配管長（流路長）を長くする。このような酸化剤流路２Ｂにおいては、酸化剤が流通する酸化剤流路の流路長が従来のロケットエンジン用燃焼装置に比べて長いので、振動等価回路における等価イナータンスＬを十分に増大させることができる。
　燃料噴射器３Ａは、燃焼チャンバ４の一端（上端）近傍に設けられた燃料噴射ノズルであり、燃料流路２Ａから流入する液体燃料を燃焼チャンバ４内に噴射する。すなわち、燃料噴射器３Ａは、燃焼チャンバ４の内部空間である燃焼室に燃料を噴射する。燃料噴射器３Ａは、例えば複数の分岐管２３ａ毎に設けられている。
　酸化剤噴射器３Ｂは、燃焼チャンバ４の一端（上端）近傍に設けられた酸化剤噴射ノズルであり、酸化剤流路２Ｂから流入する酸化剤を燃焼チャンバ４内に噴射する。すなわち、酸化剤噴射器３Ｂは、燃焼チャンバ４の内部空間である燃焼室に酸化剤を噴射する。酸化剤噴射器３Ｂは、例えば複数の分岐管２３ｂ毎に設けられている。
　燃焼チャンバ４は、上述した燃焼室を内部空間として備える中空体である。燃焼チャンバ４は、燃焼室において燃料噴射器３Ａから噴射された燃料を酸化剤噴射器３Ｂから噴射された酸化剤を用いて燃焼させる。
　燃焼室では、燃料と酸化剤との燃焼反応によって高温かつ高圧な燃焼ガスが発生する。すなわち、燃焼チャンバ４は、内壁面が燃焼ガスに曝されるので、十分な耐久性を確保するために壁面冷却機能を備える必要がある。冷却流路ＲＡ、ＲＢは、燃焼チャンバ４を十分に冷却するための冷却機構を構成している。
　ノズルスカート５は、燃焼室に連通する漏斗状の噴射ノズルであり、燃焼ガスを外部に噴射する。本実施形態における再使用タイプのロケットは、ノズルスカート５から燃焼ガスを外部に噴射する際に得られる反力を推力として飛行する。ノズルスカート５は、燃焼チャンバ４と同様に、内壁面が燃焼ガスに曝されるので、壁面冷却機能を備える必要がある。冷却流路ＲＡ、ＲＢは、ノズルスカート５を十分に冷却するための冷却機構を構成している。
　次に、本実施形態に係るロケットエンジン用燃焼装置Ｃの振動抑制機能について、図４を参照して詳しく説明する。
　最初に、図４は、ロケットエンジン用燃焼装置Ｃの振動等価回路（振動モデル）である。ロケットエンジン用燃焼装置Ｃにおいては、燃料受入部１Ａから燃料噴射器３Ａまでの燃料流路２Ａ（液体燃料流路）内、また酸化剤受入部１Ｂから酸化剤噴射器３Ｂまでの酸化剤流路２Ｂ内の圧力変動と、燃焼チャンバ４内の圧力（燃焼圧力）の変動がカップリングすることにより振動が発生する。すなわち、ロケットエンジン用燃焼装置Ｃは、液体燃料及び酸化剤の流通が加振源の１つとなって振動する。
　図４に示される振動等価回路は、図１に示したロケットエンジン用燃焼装置Ｃの各構成要素（機械的要素）が上記加振源に起因する振動に対してどのように作用するかを示している。すなわち、ロケットエンジン用燃焼装置Ｃの振動等価回路は、等価イナータンスＬと等価抵抗Ｒとの直列接続回路として表され、等価イナータンスＬあるいは／及び等価抵抗Ｒの大きさを調節することによって振動を抑制することができる。
　ここで、等価イナータンスＬは、下式によって表され、燃料流路２Ａ及び酸化剤流路２Ｂの流路長に依存する量である。この式における各パラメータは表１に示す通りである。なお、この式において、前側の式は有次元で等価イナータンスＬを示す式であり、後側の式は無次元で等価イナータンスＬを示す式である。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
Figure JPOXMLDOC01-appb-T000002
　なお、等価抵抗Ｒは、燃料流路２Ａ及び酸化剤流路２Ｂ並びに燃料噴射器３Ａ及び酸化剤噴射器３Ｂにおける液体燃料及び酸化剤の圧力損失に依存する量である。等価抵抗Ｒは、増大することによってロケットエンジン用燃焼装置Ｃを振動し難くし、減少することによってロケットエンジン用燃焼装置Ｃを振動し易くする量である。
　等価イナータンスＬは、式に示されるように、燃焼圧定常値を下げた場合に大きくなる傾向を示す量であり、よって低推力において振動を抑制する性質を有する。すなわち、定常推力において等価イナータンスＬを振動に対して最適設定した場合、ロケットエンジン用燃焼装置Ｃの推力を低下させると、等価イナータンスＬが増大するので、ロケットエンジン用燃焼装置Ｃは振動し難い状態になる。
　これに対して、上記圧力損失は、通常のロケットエンジンでは、燃料噴射器３Ａにおける燃料の圧力と燃焼チャンバ４内の燃焼圧力との圧力差（噴射差圧）、また酸化剤噴射器３Ｂにおける酸化剤の圧力と燃焼チャンバ４内の燃焼圧力との圧力差（噴射差圧）であり、燃料及び酸化剤の質量流量の２乗に比例する。また、燃焼室における燃焼圧力は質量流量に比例する。したがって、ロケットエンジン用燃焼装置Ｃの推力を低下させると、等価抵抗Ｒが低下し、以ってロケットエンジン用燃焼装置Ｃは振動し易くなる。
　従来の使い捨てタイプのロケットエンジンにおける設計思想では、使い捨てタイプのロケットエンジンにおける推力範囲は狭いので、定常推力における等価抵抗を最適設定することにより振動を抑制する。これに対して、本実施形態に係るロケットエンジン用燃焼装置Ｃは、再使用タイプのロケットエンジンに搭載されて使用されるので、燃料流路２Ａ及び酸化剤流路２Ｂの流路長を長くすることにより、定常推力から比較的大きく低下した推力で使用した場合に等価イナータンスＬを増大させて振動余裕を確保する。
　本実施形態によれば、燃料流路２Ａ及び酸化剤流路２Ｂの流路長を長くすることにより、ロケットエンジン用燃焼装置Ｃの振動等価回路における等価イナータンスＬを増大させるので、比較的広い推力範囲における複数の推力（動作点）で動作する際のロケットエンジン用燃焼装置Ｃの振動を効果的に抑制することが可能である。
　また、本実施形態によれば、複数の分岐管２３ａ、２３ｂの総断面積が単一の受入管２１ａ、２１ｂの断面積と同等なので、等価抵抗Ｒを変化させることなく液体燃料及び酸化剤の流路（燃料流路２Ａ及び酸化剤流路２Ｂ）を分岐させることができる。したがって、本実施形態によれば、等価抵抗Ｒの変化を考慮することなく、等価イナータンスＬのみに着目して振動抑制を考えることができる。
　また、本実施形態によれば、燃料流路２Ａに燃料分岐部２２ａを設けると共に酸化剤流路２Ｂに酸化剤分岐部２２ｂを設けることにより、つまり燃料流路２Ａ及び酸化剤流路２Ｂに複数の分岐部Ｓを設けることにより、燃料流路２Ａ及び酸化剤流路２Ｂの流路長を長くし、以って等価イナータンスＬを増加させる。したがって、本実施形態によれば、等価イナータンスＬを容易に増加させることが可能である。
　また、本実施形態によれば、冷却流路ＲＡの前段に燃料分岐部２２ａを設け、また冷却流路ＲＢの前段に酸化剤分岐部２２ｂを設けるので、つまり冷却流路ＲＡ、ＲＢの前段に複数の分岐部Ｓを設けるので、燃料流路２Ａ及び酸化剤流路２Ｂの流路長を容易に長くすることが可能である。
　また、本実施形態によれば、冷却流路ＲＡ、ＲＢつまり分岐管２３ａ、２３ｂがノズルスカート５の端部５ｂで折り返されると共に燃焼チャンバ４及びノズルスカート５に対して螺旋状に設けられるので、このような分岐管２３ａ、２３ｂの配置によっても燃料流路２Ａ及び酸化剤流路２Ｂの流路長を容易に長くすることが可能である。
　なお、本開示は上記実施形態に限定されるものではなく、例えば以下のような変形例が考えられる。
（１）上記実施形態では、燃料流路２Ａに燃料分岐部２２ａを設け、また酸化剤流路２Ｂに酸化剤分岐部２２ｂを設けたが、本開示はこれに限定されない。すなわち、燃料分岐部２２ａあるいは酸化剤分岐部２２ｂのいずれか一方を設けてもよい。
（２）上記実施形態では、複数の分岐管２３ａ、２３ｂの総断面積が単一の受入管２１ａ、２１ｂの断面積と同等としたが、本開示はこれに限定されない。燃料分岐部２２ａ及び酸化剤分岐部２２ｂの前後における流路断面積を変えるように燃料流路２Ａ及び酸化剤流路２Ｂを分岐させてもよい。
（３）上記実施形態では、分岐管２３ａ、２３ｂをノズルスカート５の端部５ｂで折り返すようにしたが、本開示はこれに限定されない。分岐管２３ａ、２３ｂは、例えば燃焼チャンバ４の上端とノズルスカート５の端部５ｂとの間のいずれかの位置で折り返されてもよい。
（４）上記実施形態では、図２に示したように１つの分岐部Ｓで２股に分岐させたが、本開示はこれに限定されない。１つの分岐部Ｓにおける分岐数は、３以上であってもよい。
　本開示によれば、複数の推力で動作する際の振動を効果的に抑制することが可能なロケットエンジン用燃焼装置を提供することが可能である。
　Ｃ　ロケットエンジン用燃焼装置
　ＲＡ　冷却流路
　ＲＢ　冷却流路
　Ｓ　分岐部
　１Ａ　燃料受入部
　１Ｂ　酸化剤受入部
　２Ａ　燃料流路（イナータンス増加部）
　２１ａ　受入管
　２２ａ　燃料分岐部
　２３ａ　分岐管
　２Ｂ　酸化剤流路（イナータンス増加部）
　２１ｂ　受入管
　２２ｂ　酸化剤分岐部
　２３ｂ　分岐管
　３Ａ　燃料噴射器
　３Ｂ　酸化剤噴射器
　４　燃焼チャンバ
　５　ノズルスカート
　５ａ　基端
　５ｂ　端部

Claims (6)

  1. 　燃料と酸化剤とを燃焼反応させる燃焼室と、
    　前記燃料及び前記酸化剤を前記燃焼室に噴射する噴射器と、
    　前記燃焼反応で発生した燃焼ガスを外部に噴射するノズルスカートと、
    　ロケットエンジン用燃焼装置の振動等価回路における等価イナータンスを増加せるイナータンス増加部と、
    を備えるロケットエンジン用燃焼装置。
  2. 　前記燃料を前記燃焼室に導く燃料流路と、
    　前記酸化剤を前記燃焼室に導く酸化剤流路と、をさらに備え、
    　前記イナータンス増加部は、前記燃料流路あるいは／及び前記酸化剤流路に複数の分岐部を設けて流路長を長くすることにより前記等価イナータンスを増加させる請求項１に記載のロケットエンジン用燃焼装置。
  3. 　前記イナータンス増加部は、前記分岐部において、前後における流路断面積を変えることなく前記燃料流路あるいは／及び前記酸化剤流路を分岐させる請求項２に記載のロケットエンジン用燃焼装置。
  4. 　前記燃料流路あるいは／及び前記酸化剤流路は、前記ノズルスカートを冷却する冷却流路を備え、
    　前記イナータンス増加部において、前記冷却流路の前段に前記複数の分岐部を設ける請求項２または３に記載のロケットエンジン用燃焼装置。
  5. 　前記冷却流路は、前記ノズルスカートの基端から端部に亘って設けられ、前記端部で折り返される請求項４に記載のロケットエンジン用燃焼装置。
  6. 　前記冷却流路は前記ノズルスカートに対して螺旋状に設けられる請求項４または５に記載のロケットエンジン用燃焼装置。
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01249957A (ja) * 1988-03-31 1989-10-05 Toshiba Corp スラスタ
JPH0968105A (ja) * 1995-08-30 1997-03-11 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ２液式液体ロケットエンジン
JP2001096738A (ja) * 1999-09-29 2001-04-10 Seiko Epson Corp インクジェットヘッド
US20060144959A1 (en) * 2003-03-04 2006-07-06 Hewitt Ross A Rocket engine chamber with layered internal wall channels
JP2010525236A (ja) * 2007-04-25 2010-07-22 アストリウム エスアーエス 宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する方法と装置
JP2013155655A (ja) 2012-01-30 2013-08-15 Japan Aerospace Exploration Agency 液体ロケットエンジンの推力制御装置及び推力制御方法
US20190093602A1 (en) * 2017-09-25 2019-03-28 Shapefidelity, Inc. Rocket engine combustion chamber liner
JP2020033320A (ja) 2018-08-31 2020-03-05 東レ・ファインケミカル株式会社 ジグリシジルアミン系エポキシ化合物の精製方法

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3615054A (en) * 1965-09-24 1971-10-26 Aerojet General Co Injectors
US6908298B1 (en) 2001-10-30 2005-06-21 Owen W. Dykema Air-fuel injection system for stable combustion
US8776494B2 (en) * 2010-06-22 2014-07-15 Cal Poly Corporation System, method and apparatus for cooling rocket motor components using a saturated liquid vapor coolant mixture
KR20190045244A (ko) * 2016-09-08 2019-05-02 애딕티브 로켓 코포레이션 프랙탈 유체 통로 장치
ES2972151T3 (es) * 2018-07-17 2024-06-11 Arianegroup Gmbh Estructura de cámara de combustión, en particular para un motor de cohete

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01249957A (ja) * 1988-03-31 1989-10-05 Toshiba Corp スラスタ
JPH0968105A (ja) * 1995-08-30 1997-03-11 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ２液式液体ロケットエンジン
JP2001096738A (ja) * 1999-09-29 2001-04-10 Seiko Epson Corp インクジェットヘッド
US20060144959A1 (en) * 2003-03-04 2006-07-06 Hewitt Ross A Rocket engine chamber with layered internal wall channels
JP2010525236A (ja) * 2007-04-25 2010-07-22 アストリウム エスアーエス 宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する方法と装置
JP2013155655A (ja) 2012-01-30 2013-08-15 Japan Aerospace Exploration Agency 液体ロケットエンジンの推力制御装置及び推力制御方法
US20190093602A1 (en) * 2017-09-25 2019-03-28 Shapefidelity, Inc. Rocket engine combustion chamber liner
JP2020033320A (ja) 2018-08-31 2020-03-05 東レ・ファインケミカル株式会社 ジグリシジルアミン系エポキシ化合物の精製方法

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