Nozzle throat erosion mechanisms in hybrid rockets

2021 Fiscal Year Final Research Report

• Project/Area Number: 19H02336
• Research Category: Grant-in-Aid for Scientific Research (B)
• Allocation Type: Single-year Grants
• Section: 一般
• Review Section: Basic Section 24010:Aerospace engineering-related
• Research Institution: Hokkaido University
• Principal Investigator: Nagata Harunori 北海道大学, 工学研究院, 教授 (40281787)
• Co-Investigator(Kenkyū-buntansha): 脇田 督司 北海道大学, 工学研究院, 助教 (80451441)
• Project Period (FY): 2019-04-01 – 2022-03-31
• 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

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.

Free Research Field

宇宙推進工学

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。