ワックス系ハイブリッドロケットの燃焼応答関数測定用燃焼器の燃焼特性

摘要

ハイブリッドロケットの振動燃焼には，様々な種類および原因が存在する．具体的には，液体酸化剤の燃焼時間遅れに起因する燃焼不安定，燃焼室内に生じる音響定在波の速度振動による振動燃焼，渦流動（vortex shedding）によって発生する燃焼不安定，低酸化剤質量流束の時に燃料表面上に形成される炭化層が剥離することにより生じるチャッフィング，ハイブリッドロケットに特有の低周波固有不安定（Intrinsic Low Frequency Instability）など多数ある．これらを調べるに当たって重要なパラメータの一つとして燃焼応答関数が存在する．これについては，理論的に評価を試みたものとして，Karabeyoglu らの仕事が先駆的である．一方，実験的に応答関数を求めようとする試みはなかなか現れなかった．この原因の一つとしては，ハイブリッドロケットの燃焼応答関数が燃料ポート内の流れの質量流束の変動に対する燃料の質量流束の伝達関数になっており，この入出力を直接測定するのが難しいことが起因している．しかし，燃焼応答関数が実験的に求められなければ，固体や液体ロケットと比べて振動燃焼の予測法が確立したとは言い難い．著者らは，固体ロケットの圧力応答関数（pressure-coupled response function）を測定する幾つかの手法の中で，低周波域をターゲットとしたmodulated L* burner 法を参考にしてハイブリッドロケットの燃焼応答関数の測定法に関する研究を行ってきた．そこで使用してきた燃焼器は，modulated L* burner を基にしているが，必ずしもL*が特性長になっているわけではないので，ここではmodulated throat burner と呼ぶことにする．ちなみに，固体ロケットの燃焼応答関数の測定用で，ノズルスロート面積を時間的に変化させる点で類似の物にmodulated throat-acoustic damping burner があるが，本研究とは対象ならびに基本原理が異なっている．さて，著者らは低融点燃料の代表的な物であるワックス燃料に対して燃焼応答関数の測定を試みていた所，いくつかのケースで振幅が大きいパルス的な燃焼が生じるのを観測した．この現象を調べるために，modulated throat burner のノズルスロート面積の変動を止めて，燃焼器単体の定常燃焼実験を行った．その際も自発的なパルス的燃焼が観察され，前方燃焼室に蓄積された溶融燃料の液だまりがその燃焼特性に大きな影響を与えることが分かった．なお，前方燃焼室に生じる液だまりを適切に管理すれば，予め決められた燃焼時間内でパルス的な燃焼は発生しないので，燃焼応答関数の測定への影響は無視してよい．ただし，なるべく液だまりの影響は最小限に留めたいので，このパルス的な燃焼の原因と特性を把握しておく必要がある．また，今回対象としたmodulatedthroat burner だけでなく，低融点固体燃料を使用するハイブリッドロケットにおいても液だまりとなるような箇所が存在すれば，類似の燃焼不安定が発生する可能性があり，この問題の理解と対策は重要であると考えられる．