| Project/Area Number |
21K04484
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| Research Category |
Grant-in-Aid for Scientific Research (C)
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| Allocation Type | Multi-year Fund |
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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 | Tokyo City University |
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Principal Investigator |
Watanabe Rikio 東京都市大学, 理工学部, 准教授 (20308026)
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| Co-Investigator(Kenkyū-buntansha) |
中田 大将 室蘭工業大学, 大学院工学研究科, 准教授 (90571969)
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| Project Period (FY) |
2021-04-01 – 2024-03-31
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| Project Status |
Completed (Fiscal Year 2023)
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| Budget Amount *help |
¥4,030,000 (Direct Cost: ¥3,100,000、Indirect Cost: ¥930,000)
Fiscal Year 2023: ¥780,000 (Direct Cost: ¥600,000、Indirect Cost: ¥180,000)
Fiscal Year 2022: ¥780,000 (Direct Cost: ¥600,000、Indirect Cost: ¥180,000)
Fiscal Year 2021: ¥2,470,000 (Direct Cost: ¥1,900,000、Indirect Cost: ¥570,000)
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| Keywords | ハイブリッドロケット / 亜酸化窒素 / 流量係数 / 数値シミュレーション / 推力制御実験 / 亜酸化窒素流れ / 気液二相流 / インジェクタ / ハイブリットロケット / 酸化剤 |
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| Outline of Research at the Start |
小型ロケットに多く利用されているハイブリッドロケットエンジンにおいて酸化剤流量を知ることは，ロケットの推力制御にとって必須の事項である．本研究では，数値シミュレーションと実験解析により，ハイブリッドロケット酸化剤として使用されている亜酸化窒素の配管内およびインジェクタ内部流れを明らかにし，流量係数やインジェクタからの亜酸化窒素噴射の様子を明らかにする．
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| Outline of Final Research Achievements |
A hybrid rocket engine is a safe rocket engine that uses solid fuel and liquid oxidizer, and can be used for artificial satellite launch vehicles and spacecraft. The thrust force can be controlled by adjusting the flow rate of the liquid oxidizer, but there are many uncertainties in the flow rate characteristics passing through the injector that injects the oxidizer into the combustion chamber. Therefore, we clarified the flow rate characteristics of the liquid oxidizer (nitrous oxide) passing through the injector using computational fluid dynamics. Additionally, we experimentally achieved constant thrust force by constructing a control system to regulate the flow rate of the nitrous oxide through the injector.
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| Academic Significance and Societal Importance of the Research Achievements |
ハイブリッドロケットエンジンの酸化剤として使用される亜酸化窒素は気液二相流となるため，その流量を特定するのが困難である．本研究では，数値計算により実験装置に使用している噴射器（インジェクター）を通過する流量特性を明らかにすることができた．実験では，ロケット推力を一定にするような制御系を構築し，ロケット推力を一定にすることができた．これにより，ハイブリッドロケットエンジンをロケットや人工衛星用に使用する際の利便性を高めることができた．
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