| Project/Area Number |
19H02336
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| Research Category |
Grant-in-Aid for Scientific Research (B)
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| Allocation Type | Single-year Grants |
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| Section | 一般 |
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| Review Section |
Basic Section 24010:Aerospace engineering-related
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| Research Institution | Hokkaido University |
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Principal Investigator |
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| Co-Investigator(Kenkyū-buntansha) |
脇田 督司 北海道大学, 工学研究院, 助教 (80451441)
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| Project Period (FY) |
2019-04-01 – 2022-03-31
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| Project Status |
Completed (Fiscal Year 2021)
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| Budget Amount *help |
¥17,160,000 (Direct Cost: ¥13,200,000、Indirect Cost: ¥3,960,000)
Fiscal Year 2021: ¥4,680,000 (Direct Cost: ¥3,600,000、Indirect Cost: ¥1,080,000)
Fiscal Year 2020: ¥6,500,000 (Direct Cost: ¥5,000,000、Indirect Cost: ¥1,500,000)
Fiscal Year 2019: ¥5,980,000 (Direct Cost: ¥4,600,000、Indirect Cost: ¥1,380,000)
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| Keywords | ハイブリッドロケット / ノズル浸食 / 地上燃焼実験 / 再現法 |
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| Outline of Research at the Start |
本研究は、提案者らが過去の研究で開発に成功した、ハイブリッドロケットのノズルスロート面積と燃料流量の各時間履歴を同時に取得する手法であるNozzle Throat Reconstruction Technique（以下、NTRT）を用いて、ノズル浸食（ノズルスロートが浸食により拡大し、ノズル膨張比が下がる現象）の物理／化学機構を解明し、浸食速度予測手法を構築することを目指すものである。
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| Outline of Final Research Achievements |
Nozzle erosion study was limited because it is difficult to obtain both nozzle throat area and fuel flow rate histories during combustion in hybrid rockets. This study employed a method developed by this research group to simultaneously acquire both time histories of nozzle throat area and fuel flow rate and obtained the following results.
We obtained nozzle erosion histories using oxygen and nitrous oxide as oxidants and organized the erosion rates unified by using the concentration of oxidizing components in the combustion gas. In collaboration with the numerical research group of D. Bianchi et al. of the University of Rome, we elucidated the physical/chemical mechanism of nozzle erosion and developed a method to predict the erosion rate as a function of combustion chamber pressure and OF ratio.
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| Academic Significance and Societal Importance of the Research Achievements |
燃焼中のノズル浸食は、ロケットのスケールが小さくなるほど、また燃焼時間が長くなるほど、課題が深刻化する。その典型例は、相乗りで打上げられる小型宇宙機用キックモータにハイブリッドロケットを適用した場合である。必要な燃焼時間は要求される速度増分と加速度の制限で決まり、スケールには依存しない。1分を超える燃焼時間で数mmのノズル浸食は、初期スロート径が数mmしかないスケールのロケットに強く影響し、最適なノズルを設計するためにはノズル浸食履歴の予測が不可欠である。本研究で得られた成果は、本研究グループによる小型ハイブリッドキックモータの開発と事業化に繋がりつつある。
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