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ロケット エンジンの設計において、再生冷却とは、推進剤の一部または全部をチューブ、チャネル、または燃焼室やノズルの周囲のジャケットに通してエンジンを冷却する構成です。推進剤は極低温であることが多いため、この方法は効果的です。加熱された推進剤は、特殊なガス発生器に供給されるか、またはメイン燃焼室に直接注入されます。
歴史
1857年、カール・ヴィルヘルム・シーメンスは再生冷却の概念を導入した。[1] 1898年5月10日、ジェームズ・デュワーは再生冷却を使用して初めて静的に水素を液化させた。[2]再生冷却の概念は、1903年にコンスタンチン・ツィオルコフスキー の論文でも言及されている。[3] ロバート・ゴダードは1923年に最初の再生冷却エンジンを製作したが、その仕組みは複雑すぎるとして却下した。[4] 再生冷却エンジンは、1930年にイタリアの研究者ガエターノ・アルトゥーロ・クロッコによって製作された。この技術を採用した最初のソ連のエンジンは、1933年3月にテストされたフリドリフ・ツァンダーのOR-2と、1933年11月にヴァレンティン・グルシコによってベンチテストされたORM-50であった。このタイプの最初のドイツ製エンジンも、1933 年 3 月にVfRのクラウス・リーデルによってテストされました。オーストリアの科学者オイゲン・ゼンガーは、1933 年に始まったエンジン冷却の実験で特に有名でしたが、彼の実験エンジンのほとんどは水冷式か、追加の推進剤回路によって冷却されていました。
当時最強の25トン(245 kN ) の推力を持つ V -2 ロケットエンジンは、ウォルター・ティールの設計により、燃焼室自体と燃焼室に適合し数ミリ離れた外殻の間を燃料が燃焼室の外側に送り込まれることで再生冷却されていました。この設計は、燃焼室に鋼鉄を使用していたため燃焼室を冷却するには不十分であることが判明し、フィルム冷却と呼ばれるシステムで燃焼室をさらに冷却するために、両方の燃焼室殻を通過する接続を持つ追加の燃料ラインのシステムが外側に追加されました。この燃料ラインは、内面に沿った角度で燃焼室に直接燃料を噴射するものでした。この非効率的な設計では、エンジンが溶融するのを避けるために、低い燃焼室圧で希釈アルコールを燃焼させる必要がありました。アメリカのレッドストーンエンジンも同じ設計を採用していました。
再生冷却における重要な革新は、1945 年にアレクセイ ミハイロヴィチ イサエフが設計したソ連の U-1250 エンジンでした。その燃焼室は、波形鋼板の壁で支えられた薄い銅板で覆われていました。燃料は波形を流れ、非常に効率的に熱を吸収しました。これにより、よりエネルギーの高い燃料とより高い燃焼室圧力が可能になり、それ以来すべてのロシア製エンジンで使用されている基本設計になりました。米国のエンジンは通常、ろう付けされた銅またはニッケル合金のチューブで燃焼室をライニングすることでこの問題を解決しました。最近になって、RS-68などのエンジンで、より安価なロシアの技術が使用されるようになりました。銅管でエンジンをライニングする米国式は「スパゲッティ構造」と呼ばれ、この概念は1947 年にReaction Motors Inc. の Edward A. Neu によって考案されました。
機構
再生冷却は、推力室の熱負荷を管理する主な方法であり続けています。通常、ロケット燃料は、ノズル出口の通路を通ってエンジンに入るときに冷却剤として機能します。[5]燃料は高熱の喉部を横切り、インジェクター面の近くから出ます。これらの通路は、冷却チューブを推力室にろう付けするか、チャンバー壁に沿って溝をフライス加工することによって作成されます。これらの通路の断面積は小さく、冷却剤の速度が上がり、高熱領域での冷却効率が最大化されます。[6]
熱の流れと温度
燃焼室壁を通過する熱流束は非常に高く、通常は0.8～80MW/m2（0.5～50BTU/in2秒）の範囲である。 [ 7 ] : 98高温燃焼 ガスから流出する熱流束を推定する一般的な方法は、バーツ方程式を使用することである：[8]
- 高温燃焼ガスからチャンバー/ノズル内壁への熱伝達係数（W/m²/K）
- チャンバースロートの直径（m）
- 燃焼ガスの動粘度（ Pa・s）
- 燃焼ガスの比熱容量（ J/kg/K）
- 燃焼ガスのプラントル数である
- チャンバー圧力（Pa）
- 燃焼反応の特性速度（ m/s）
- 喉壁の曲率半径（ m）
- チャンバースロートの断面積（m 2）
- 関心点におけるチャンバー/ノズルの断面積（m 2）
- 境界層を横切るガス特性の変化を考慮した無次元パラメータである。
- チャンバー/ノズル内壁の温度（K）
- チャンバー温度（K）
- 燃焼ガスの比熱の比である
- 関心地点における燃焼ガスのマッハ数である。
- は燃焼ガスの粘度-温度のべき乗則の指数です。一般的な推定値は 0.6 です。粘度の温度依存性を参照してください。
冷却剤に流入できる熱量は、チャンバーと冷却剤の温度差、熱伝達係数、チャンバー壁の熱伝導率、冷却剤チャネル内の流体の速度、チャンバー/ノズル内のガス流の速度、冷却剤として使用される流体の 熱容量と流入温度など、多くの要因によって制御されます。
2つの境界層が形成されます。1つはチャンバー内の高温ガス（上記のBartz方程式でモデル化されています）内、もう1つはチャネル内の冷却剤内です。[7] : 104–105
ガスは比較的伝導率が低いため、温度低下のほとんどはガス境界層で発生します。しかし、この境界層は燃焼の不安定性によって破壊される可能性があり、その後すぐに壁の破損が起こる可能性があります。
冷却剤が亜臨界圧力で膜沸騰すると、冷却剤チャネル内の境界層も破壊される可能性があります。その場合、ガスは絶縁層を形成し、壁の温度が急激に上昇してすぐに機能しなくなります。ただし、冷却剤が核沸騰を起こしても膜を形成しない場合は、冷却剤境界層の破壊に役立ち、形成されたガス泡は急速に崩壊します。これにより、最大熱流量が 3 倍になる可能性があります。ただし、ターボポンプを備えた現代のエンジンの多くは超臨界冷却剤を使用しているため、これらの技術はほとんど使用されません。
再生冷却が単独で使用されることはほとんどなく、フィルム冷却、[6] 蒸散冷却、放射冷却も頻繁に採用されています。
機械的な考慮事項
再生冷却では、冷却チャネル内の圧力がチャンバー圧力よりも高くなります。内側のライナーは圧縮され、エンジンの外壁には大きなフープ応力がかかります。
内側のライナーの金属は高温によって大きく弱くなり、また、ライナーの冷たい側の壁が膨張を抑制している間、内側の表面で大きな熱膨張が発生します。これにより、大きな熱応力が生じ、特に喉部で複数回の発射後に 内側の表面にひび割れやひび割れが生じる可能性があります。
さらに、薄い内側ライナーは、推進剤の圧力による圧縮荷重に耐えるために機械的なサポートを必要とします。このサポートは通常、冷却チャネルの側壁とバッキング プレートによって提供されます。内側ライナーは通常、比較的高温で熱伝導率の高い材料で作られており、従来は銅またはニッケル ベースの合金が使用されてきました。
再生冷却に必要な複雑な形状を作るために、いくつかの異なる製造技術が用いられる。これには、内側のライナーと外側のライナーの間にろう付けされた波形の金属板、正しい形状にろう付けされた数百本のパイプ、または、フライス加工された冷却チャネルを備えた内側のライナーとその周りの外側のライナーなどが含まれる。[9]この形状は、 SpaceX SuperDracoロケットエンジンなどの新しい設計に見られるように、直接金属3Dプリント によって作成することもできる。
参照
参考文献
- ^ 参照:
- チャールズ・ウィリアム・シーメンス、「氷の冷却と製造、およびそのための装置または機械の改良」、英国特許第 2064 号 (出願日: 1857 年 7 月 29 日)。
- シーメンスサイクル
- ^ 参照:
- ジェームズ・デュワー（1898）「水素とヘリウムの液化に関する予備的記録」ロンドン王立協会紀要、63 ：256-258。
- 「推進燃料としての液体水素、1945-1959年」。NASA歴史プログラムオフィス。History.nasa.gov 。 2014年8月9日閲覧。
- ^ ツィオルコフスキー、コンスタンチン E. (1903) 「Исследование мировых пространств реактивными приборами」 (反応装置による宇宙空間の探査)、Научное обозрение (Scientific Review) 5 : 44-75。 (ロシア語で)
- ^ フランク・H・ウィンター（1990年）。『ロケット・イントゥ・スペース』。マサチューセッツ州ケンブリッジ：ハーバード大学出版局。30ページ。ISBN 978-0-674-77660-9。
- ^ Lui, Clarence; Quan, Myron; Wong, Rebecca. 「循環再生型環境制御システム」。Journal of Aerospace。113 : 1359–1374。doi : 10.4271/2004-01-2575。
- ^ ab 「フィルム冷却とは何か?」 Me.umn.edu 。 2015年2月24日閲覧。
- ^ ab Huzel, Dexter K.; Huang, David H. (1971年1月1日). NASA SP-125、液体推進剤ロケットエンジンの設計、第2版(PDF) 。NASA。 2022年9月20日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。2022年9月11日閲覧。
- ^ 「テクニカルノート」。Journal of Jet Propulsion。27 ( 1): 49–53。1957年1月。doi:10.2514/8.12572。ISSN 1936-9980 。
- ^ George P. Sutton (2003年11月～12月 )。「旧ソ連のロシアにおける液体推進剤ロケットエンジンの歴史」。Journal of Propulsion and Power。19 ( 6 )。Pdf.aiaa.org: 1008–1037。doi :10.2514/2.6943。