Numerical Simulation of Oxidizer Flow inside a Hybrid Rocket Engine and Prediction of Flow Rate

2023 Fiscal Year Final Research Report

• Project/Area Number: 21K04484
• Research Category: Grant-in-Aid for Scientific Research (C)
• Allocation Type: Multi-year Fund
• Section: 一般
• Review Section: Basic Section 24010:Aerospace engineering-related
• Research Institution: Tokyo City University
• Principal Investigator: Watanabe Rikio 東京都市大学, 理工学部, 准教授 (20308026)
• 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)
• Project Period (FY): 2021-04-01 – 2024-03-31
• 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

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.

Free Research Field

宇宙工学

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．