ハイブリッドロケットの研究

研究成果のハイライト

成果の社会的意義・価値 成果創出に至る取組・克服状況

このプロジェクトの成果（A-SOFT技術と新たな開発協力体制の獲得）は、安全化された（＝本質的に爆発しない推進系による）宇宙輸送技術革新を人類にもたらし、低コストの超小型衛星打ち上げ機、観測ロケット、火星着陸機、能動的デブリ回収機等の実現に繋がる。

ロケットの安全化の核となる「境界層燃焼型ハイブリッドロケット」の課題を克服するために，「強度可変酸化剤流旋回型(A-SOFT)ハイブリッドロケット」を考案し，その技術を実証するためGOXを用いた試作BBMでの燃焼実験を行い実現の可能性の目途を得た．気化ノズルの伝熱解析を行い，実現可能な解を得て，設計した．

上記研究成果に関するエビデンス（査読付き論文、学会発表等）

那賀川一郎， A-SOFTハイブリッドロケットのO/F制御機能の研究，平成29年度宇宙輸送シンポジウム，STCP-2017-008，2017.Mizukoshi, T. et. Al., Design and Experiment of a LOX Vaporization Nozzle for an A-SOFT Hybrid Rocket Engine, 30th ISTS, 2017-o-5-16, 2017

共通様式 ISAS事業計画No,

研究代表者（所属） 費用（概算でもOK）

3-2-1（例）

事務局記入

嶋田 徹

宇宙飛翔工学研究系

15,500千円

今年度の成果：気体酸素(GOX)を用いた強度可変酸化剤流旋回型(A-SOFT)ハイブリッドロケットエンジンBBMを開発し，燃焼実験を行い，バルブ開度制御により， GOXの軸流/旋回噴射割合を燃焼中に変化させること，推力制御（スロットリング）を行うことに成功した．LOXをGOXに気化して燃焼室に供給でき，ノズル壁をLOXによって冷却することによってエロージョンを抑止できる再生冷却方式のLOX気化ノズルBBMを開発設計製作した．また，LOXを用いたA-SOFT HRエンジンの実証実験が実施可能なようにLOX供給設備をあきる野実験施設に新規に設計製作した．LOXをLOX気化ノズルを用いて気化させ，軸・周方向から独立に噴射できるA-SOFTハイブリッドロケットエンジンを用いて，酸燃比を維持しながらス

ロットリング可能であることを実証する実験計画を策定した．今年度中に実証実験を実施する予定．

GOX実験結果 軸流/旋回流GOX流量変化

気化ノズル概略図 LOX供給設備外観図

2

平成29年度戦略的開発研究（工学）報告書

研究課題名 ハイブリッドロケットの研究

研究代表者（所属） 嶋田 徹 （ISAS/JAXA 宇宙飛翔工学研究系）

共同研究者（所属）

北川幸樹, 堀恵一, 竹前俊昭, 本江幹朗, 白石紀子, Jerome Messineo(JAXA), 永田晴紀, 大島伸行, 高橋裕介, 脇田督司（北大）, 麻生茂, 谷泰寛, 森下和彦（九大）, 湯浅三郎, 桜井毅司, 金崎雅博（首都大）, 澤田恵介（東北大）, 千葉一永（電通大）, 中田大将（室蘭工大）, 和田豊（千葉工大）, 高橋賢一（日大）, 坪井伸幸（九工大）, 那賀川一郎, 森田貴和（東海大）, 高野敦, 船見祐揮 （神奈川大），中山昇（信州大）

研究協力者（所属）安田一貴（M2, 室工大）, 小森勇気（M2, 日大）, 齋藤勇士, Tor VISCOR（D2, 北大）, 尾村和信, 清谷優里香, 津地歩, 山口亮（M2北大）, 武井達也, 粒良利幸（M2首都大）黒澤幸浩, 石垣泰良（M2,東海大）高橋晶世, Goutham Karthikeyan（D3, 東大）,小畑啓, 松野友樹, Krishan Yadav（M2, 東大），他多数

活動区分 ■WG □RG □衛星運用

研究活動期間 平成 20 年度 から 平成 29 年度

平成29年度研究費 15,500 （千円） 平成30年度研究費要求額 0（千円）

平成29年度

研究成果

・GOXを用いたA-SOFTハイブリッドロケットエンジンBBMを開発し，燃焼実験を実施し，バルブ開度制御により， O/Fを一定の範囲に維持しながら，スロットリングを行うことに成功．

・LOX気化ノズルの製造検討を実施，伝熱解析により実現可能な解を得て，設計製作した．

・実証実験が実施可能なようにLOX供給設備をあきる野実験施設に新規に設計製作した．

・LOXを用いたA-SOFT実証試験の計画を策定し，試験準備を整えた．（今年度実施予定）

評価ポイント安全な輸送手段として提案している「高機能型境界層燃焼型ハイブリッドロケット」の基盤技術研究の仕上げとしてA-SOFTおよびLOX再生冷却ノズル統合実証に挑戦

3

本研究の背景，目的，意義など

（背景）

•境界層燃焼型ハイブリッドロケット（以下HRと称す)は、本質的に爆発性の無い推進系(Essentially-Non-

Explosive Propulsion System = ENEPS)であり、他とは一線を画する。

•ENEPSにより宇宙輸送の安全性が抜本的に向上しコストダウンが大幅に進む。

•HRの課題は燃料後退速度の向上と、酸燃比(O/F)制御を伴う推力制御の２点である。

（目的）

・軸流と旋回流を独立に制御するA-SOFTコンセプト実証によりHRの技術課題に一石を投ずる

・実用上重要なマイルストーンとなる，LOX再生冷却気化ノズルとの統合試験を実施

・基盤技術実証の完了と総括

（意義）

このプロジェクトの成果（A-SOFT技術と新たな開発協力体制の獲得）は、安全化された（＝本質的に爆発しない推進系による）宇宙輸送技術革新を人類にもたらし、低コストの超小型衛星打ち上げ機、観測ロケット、火星着陸機、能動的デブリ回収機等の実現に繋がる。

本研究のゴール

H28年度末に提出されたA-SOFT実証実験計画の小規模計画提案 (MDR, SRR)を達成すべく基盤技術実証の総括を実施．これを踏まえてH30年度以降，飛翔実験計画を策定する．

本研究の目的

4

研究計画・方法（開始年度から）

平成２０年度 （研究費：18,000千円 （申請額: 52,000千円）） ： 基礎研究

• 新燃料及び新燃焼方式の基礎特性取得

• 燃焼流数値解析技術の基礎事項の検証

平成２１年度 （研究費：18,000千円（申請額：37,000千円）） ： 基礎研究

• 燃料と燃焼方式の組み合わせに関する予備検討

• 再使用点火、推力変調、ノズルアブレーション、酸化剤気化の基礎データ取得

• 境界層燃焼解析の基礎構築

• 多目的最適設計（探索）法の初期的解析ツールの構築

• 将来構想の基礎的フィージビリティスタディ実施

平成２２年度 （研究費：20,000千円（申請額：60,000千円）） ： 基礎から技術実証への展開準備

• 最適化を伴うミッション及びロケットの概念検討の実施

• 新燃料と新燃焼方式の組み合わせによる燃料後退速度向上(従来比30倍を達成）

• 技術実証用の推力5kN級エンジン用試験設備の検討

• 乱流拡散燃焼解析コードの構築・精度向上・計算時間短縮

平成２３年度 （研究費：21,000千円（申請額：50,000千円）） ： 基礎から技術実証への展開

• 技術実証用エンジン設備と供試体エンジン９形態の基本設計実施・供試体優先度の審議

• 燃料後退速度従来比35倍達成

• 高燃料後退速度と高燃焼効率（C*効率95%以上）の同時達成

• 燃焼室内流れ解析の実用化

• 多目的最適設計ツールの開発

• WAX燃料の燃焼状態の工学観察

研究計画と方法

5

研究計画・方法（つづき）

平成２４年度 （研究費：25,000千円 （申請額: 50,000千円）） ： 技術実証の準備

• 技術実証用エンジン(HTE-5-1)試験設備及び供試体の詳細設計と審査を実施

• 多段面対向噴射方式による混合比の適正化確認

• LOX気化用GAPガスジェネレータ燃焼実験実施

• 旋回を伴う境界層燃焼のLES解析の実施

• 多目的最適ツールを用いて、多段式ロケットにおける、燃料・燃焼方式のトレードオフ実施

• 低融点熱可塑性樹脂の機械的強度特性取得

• TNT換算率評価のための燃料破砕特性取得

平成２５年度 （研究費：28,000千円（申請額：50,000千円）） ： 技術実証

• HTE-5-1試験設備によるGOX着火試験及び推力1.5kN,燃焼時間20秒までの長時間燃焼試験

• 供給系を増強後、推力4.5kN, 燃焼時間５秒の試験を実施

• 多段面対向噴射、プラズマジェットイグナイタ、等の開発・試験実施

• 内部弾道特性解析ツール、多目的最適設計、等の開発及び試験実施

平成２６年度 （研究費：20,000千円（申請額：80,000千円）） ： 技術実証

• HTE-5-1試験で、GOXで、推力4.5kN, 燃焼時間10秒の試験を実施

• プリバーナ方式のLOX気化装置を設計製作し、気化実験を実施

• ハイブリッドロケットの高機能化（高い性能での推力制御）を可能とする、A-SOFT（強度可変酸化剤旋回流型：Altering-intensity Swirling-Oxidizer-Flow-Type)を考案

• 推力と混合比をオンボードで推定し、フィードバック制御する手法を構築

平成２７年度 （研究費：23,500千円 （申請額: 20,000千円）） ： 技術実証とプロジェクト提案準備

• 製造メーカー２社によるシステム概念検討を実施（業務委託）

• A-SOFT技術のBBM実証試験（GOX, 定常時特性評価、あきる野及び九大） を実施

研究計画と方法

6

研究計画・方法（つづき）

平成２８年度 （研究費：13,000千円 （申請額35,000千円）） ： 技術実証と小規模計画提案

• 従来の加工法では不可能であった3Dプリンタによる高性能酸化剤気化ノズルの試作を実施

• 酸化剤流量、燃焼室圧力、推力からハイブリッドロケットノズル浸食履歴を取得する手法を開発（世界初）

• A-SOFT技術における燃料後退速度予測，LOX気化ノズルを伴う数値計算，多段数への最適化を実施

• トーチ式，火薬式，プラズマ式の複数種類による点火器を用いて着火特性の評価を実施

• 低融点系燃料の物性評価とA-SOFT方式による燃焼実験にて高燃料後退速度を確認

• 研究成果を取りまとめ小規模計画としての提案を実施

平成２９年度 （研究費：15,500千円（申請額20,000千円） ： 基盤技術実証試験の完了

• A-SOFT技術のBBM実証試験(LOX気化, 推力制御時特性評価）を完了させる

• キー技術（LOX気化、酸化剤噴射、LT燃料、再着火、システム最適化・性能解析）の向上

• 小規模計画に向けた基盤技術実証の総括

研究計画と方法

7

平成29年度研究成果の概要

研究成果

・気体酸素(GOX)を用いた強度可変酸化剤流旋回型(A-SOFT)ハイブリッドロケットエンジンBBMを開発し，燃焼実験を行い，バルブ開度制御により， GOXの軸流/旋回噴射割合を燃焼中に変化させること，推力制御（スロットリング）を行うことに成功した．

・LOX気化ノズルの製造検討（3Dプリンタ，電鋳，切削加工）を実施，伝熱解析を実施し実現可能な解を得て，設計製作した．

・LOXを用いたA-SOFT HRエンジンの実証実験が実施可能なようにLOX供給設備をあきる野実験施設に新規に設計製作した．

・LOXを用いたA-SOFT実証試験の計画を策定し，試験準備を整えた．（今年度実施予定）

目標の達成状況

・GOXを用いたA-SOFT BBMについては目標を達成した．

・LOX気化ノズルについては基盤技術実証のための製造検討，概念検討を終え，BBMの設計製作完了．最終的な試験に向けた準備を行っているところである．

来年度以降の研究方針

外部資金による運営に移行するため，その獲得に務める．その際の取り組むテーマは，A-SOFTの科学基盤の解明をベースに，その応用のための技術開発（燃料後退速度のリアルタイム計測，推力・O/Fのフィードバック制御)である．これらが統合されたA-SOFTを地上で実証し，最終的には，飛翔実験によって技術実証を行う方針である．

8

平成29年度研究費内訳

項目 資産 消耗品 旅費 合計

A-SOFT技術実証 6,900 4,070 100 11,070

要素技術・基礎研究 270 500 980 1,750

WG運営（OS・研究会開催含む）

0 0 2,680 2,680

合計 7,170 4,570 3,760 15,500

9

平成29年度研究業績（研究発表，特許，表彰など）査読付き論文 17件

1. Yutaka Wada, Yo Kawabata, Ryuichi Kato, Nobuji Kato, Keiichi Hori, OBSERVATION OF COMBUSTION BEHAVIOR OF LOW MELTING TEMPERATUREFUEL FOR A HYBRID ROCKET USING DOUBLE SLAB MOTOR, International Journal of Energetic Materials and Chemical Propulsion, Begell house, Vol.15,Issue 5, pp.351-369, 2016.

2. Yutaka WADA, Yo KAWABATA, Kenji OGIMOTO, Hiroaki AKIYAMA, Takao YANAGI, Seiichi SAKAMOTO, Development of a Candy Hybrid Rocket Motor forUndergraduate Space Education, TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACETECHNOLOGY JAPAN ISTS Special Issue: Selected papers from the 31st International Symposium on SpaceTechnology and Science, accepted.

3. Yo Kawabata, Ayana Banno, Yutaka Wada, Kohei Ozawa, Toru Shimada, Nobuji Kato, Keiichi Hori, Ryo Nagase, Experimental investigate of fuel regressionrate in low melting point temperature thermoplastic fuels hybrid rocket using the altering swirling oxidizer flow, TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETYFOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN ISTS Special Issue: Selected papers from the 31st InternationalSymposium on SpaceTechnology and Science, accepted.

4. Kanazaki, M., Yoda, H., Chiba, K., Kitagawa, K., Shimada, T., Conceptual Design Methodology of a Hybrid Rocket Engine-Powered Launch Vehicle forSub-Orbital Flight, Journal of Aerospace Engineering, American Society of Civil Engineers, Vol. 30, Issue6, pp. 0893-1321, 2017.

5. Saito, Y, Kimino, M, Tsuji, A, Omura, K, Yasukochi, H, Soeda, K, Totani, T, Wakita, M, Nagata, H, Investigation of Throttling Response Characteristics ofAxial-Injection End-Burning Hybrid Rockets, TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACETECHNOLOGY JAPAN ISTS Special Issue: Selected papers from the 31st International Symposium on SpaceTechnology and Science, Volume 16, Issue 1,pp. 9-18, 2018.

6. Saito, Y, Yokoi, T, Yasukochi, H, Soeda, K, Totani, T, Wakita, M, Nagata, H, Fuel Regression Characteristics of a Novel Axial-Injection End-BurningHybrid Rocket, Journal of Propulsion and Power, AIAA, Vol. 34, No. 1, pp. 247-259, 2018.

7. Nagata, H, Teraki, H, Saito, Y, Kanai, R, Yasukochi, H, Wakita, M, Totani, T, Verification Firings of End-Burning Type Hybrid Rockets, Journal ofPropulsion and Power, AIAA, Vol. 33, No. 6, pp. 1473?1477, 2017.

8. 齋藤勇士,横井俊希,津地歩, 尾村和信,安河内裕之, 添田建太郎,戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀,端面燃焼式ハイブリッドロケットの推力制御特性に関する研究,日本航空宇宙学会論文集,日本航空宇宙学会, 65巻, 4号, pp. 157-167, 2017.

9. Yuji Saito, Toshiki Yokoi, Lukas Neumann, Hiroyuki Yasukochi, Kentaro Soeda, Tsuyoshi Totani, Masashi Wakita, Harunori Nagata, Investigation of axial-injection end-burning hybrid rocket motor regression, Advances in Aircraft and Spacecraft Science, KoreaScience, Vol. 4, No. 3, pp. 281-296, 2017.

10. Matsuoka, T, Kamei, K, Nakamura, Y, Nagata, H, Modified Regression Formula of PMMA Combustion by A Single Plane Impinging Jet, InternationalJournal of Aerospace Engineering, Hindawi, Volume 2017, Article ID 6485757, 2017.

11. Kamps, L, Saito, Y, Kawabata, R, Wakita, M, Totani, T, Totani, T, Nagata, H, Method for Determining Nozzle-Throat-Erosion History in Hybrid Rockets,Journal of Propulsion and Power, AIAA, Vol. 33, No. 6, pp. 1369-1377, 2017.

12. Chiba, K., Nakata, M., From Extraction to Generation of Design Information - Paradigm Shift in Data Mining via Evolutionary Learning Classifier System,Procedia Computer Science, 108, pp. 1662-1671, 2017.

13. Chiba, K., Kanazaki, M., Shimada, T., Simple Control of Oxidizer Flux for Efficient Extinction-Reignition on Single-Stage Hybrid Rocket, 71, pp. 109-118,2017.

14. Daisuke Nakata, Kazuki Yasuda, Kugo Okada, Kazuyuki Higashino, Rikio Watanabe, N2O Flow History Prediction in an Oxidizer Feed Line of Hybrid Rockets,Aerospace Science and Technology, JSASS, Vol.16, Issue 1, pp.81-87, 2018.

15. Nakada, Y, Nakagawa, I,ワックス系燃料ハイブリッドロケットを用いたエジェクタジェットの実験, 東海大学 工学部 紀要, Vol. 57, No. 1, pp.37-42, 2017.

16. Akiyo Takahashi, Toru Shimada, Essentially Non-explosive Propulsion Paving a Way for Fail-Safe Space Transportation, Aerospace Technology Japan,Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, ISTS, Vol.16, No.1, pp.1-8, 2018.

17. Koki Kitagawa, Saburo Yuasa, Takashi Sakurai, Sakashi Hatagaki, Noriko Shiraishi, Hideyuki Ando, Takeshi Yagishita, Naohiro Suzuki, Akimasa Takayama,Ryosuke Yui, T. Shimada, DEVELOPMENT OF TEST FACILITIES FOR 5 KN-THRUST HYBRID ROCKET ENGINES AND A SWIRLING-OXIDIZER-FLOW-TYPE HYBRID ROCKET ENGINE FOR TECHNOLOGY DEMONSTRATION, International Journal of Energetic Materials and Chemical Propulsion, Begellhouse, Vol.15, Issue 6, pp. 435-451, 2016.

10

平成29年度研究業績（研究発表，特許，表彰など）

受賞 2件

1. 千葉一永, 日本機械学会計算力学部門第95期業績賞2. Shigenori Imafuku, The Excellent Poster Presentation Award, 6th International Symposium on Energetic Materials and their

applications(ISEM2017)に於ける発表論文”Experimental Study on the Combustion Instabilities in Hybrid Rockets"による.

招待講演 1件

1. 千葉一永, Driving design informatics - Aiming for innovative aerospace vehicles, 九州大IMI短期共同研究「ベクトル値滑層分割Morse理論の構築による多数目的最適化問題の解集合の可視化」会議.

執筆 1件

1. 永田晴紀, ハイブリッドロケットに関する燃焼技術 (特集燃焼技術のハイブリッド), 日本燃焼学会誌, 59巻, pp. 243–252, 2017.

学会発表

国際学会発表：47件，国内学会発表：32件

オーガナイズド・セッション主催

1. 第31回ISTS(松山）2. 14nd International Conference on Flow Dynamics（10月仙台）

第31回ISTS（松山）及び14th International Conference on Flow Dynamics （仙台）でオーガナイズドセッションが企画され、JAXA, 大学、外国研究機関等による活発な研究発表と討議が行われた。ハイブリッドロケット研究ワーキンググループの調べによると、2017年、国内23の組織／団体によって、計582回の地上燃焼試験（対前年比1.2倍）と、5回の打上げ実験（対前年比1.4倍）が実施された。

11

平成29年度研究成果の詳細非公開希望の有無

A-SOFT技術実証GOXを使用したA-SOFT HRエンジンの研究開発

目的A-SOFT HRエンジンの「OF一定制御」「推力制御（スロットリング）」に対応して1.バルブ開度制御により， GOXの軸流/旋回噴射割合を燃焼中に変化させる2.バルブ開度制御により，推力制御（スロットリング）を行うことの可能なGOXを使用したA-SOFT HRエンジンを開発する．

軸流/旋回流GOX流量変化実験結果

軸流1/旋回流2制御バルブ

total

Gox flow rate

axial

swirl

軸流/旋回流インジェクター

推力制御実験結果

上記目標は、下記データが示すように達成することができた．OFを一定に制御させるために，バルブ開度のフィードバック、着火検知機能等を盛り込んだ改良型A-SOFTの設計開発を実施した．

12

平成29年度研究成果の詳細非公開希望の有無

A-SOFT HRエンジン＋LOX気化ノズル

A-SOFT技術実証A-SOFT HRエンジン用LOX気化ノズルの研究開発

目的A-SOFT HRエンジンの「推力制御（スロットリング）」に対応して1.LOXをGOXに気化して燃焼室に供給する2.ノズル壁をLOXによって冷却し，エロージョンを抑止することの可能な再生冷却方式のLOX気化ノズルを開発する．

目的を満たすLOX気化ノズルを設計した．• LOXを300K付近のGOXに気化出来る• ノズル壁温を800K以下に維持する• 酸素流量50～100%のスロットリングに対応してLOX気化が可能

LOX

GOX

LOX

GO

X

0

100

200

300

400

500

600

700

800

900

1000

-80 -60 -40 -20 0 20 40

0

1

2

3

4

5

6

-80 -60 -40 -20 0 20 40

[%]

[g/s]

[MPa]

[N]

[%]

[mm]

[mm]

[mm]

[deg]

[deg]

100 96 2.56 1.33 0.50 237 100 1.0 1.0 1.0 15 4

50 48 2.19 1.56 0.31 126 53

Distance from throat, x [mm]

He

at

Flu

x ,

q [

MW

/m2]

Oxyge

n a

nd W

all

Te

mpe

ratu

re，

Tl，

Tw

g[K

]

Outlet Oxygen

Temperature

254.6 [K]

Boiling Point : 137.5 [K] Boiling Point : 137.5 [K]

Outlet Oxygen

Temperature

293.5 [K]

Throttle: 100% Throttle: 50%

: 15°

Φ60 Φ23.8

: 4°

110.4

Φ29.4

17.8

4.5

設計したLOX気化ノズル形状

今後，燃焼試験による性能実証を予定

13

平成29年度研究成果の詳細非公開希望の有無

LOX供給設備外観図

A-SOFT技術実証LOX供給設備の開発

LOXを用いたA-SOFT HRエンジンの実証実験が実施可能なようにLOX供給設備をあきる野実験施設に新規に設計製作した．最大LOX加圧圧力3MPa，LOX流量0.1kg/s以上，供給時間30秒以上．

LOXをLOX気化ノズルを用いて気化させ，軸・周方向から独立に噴射できるA-SOFTハイブリッドロケットエンジンを用いて，酸燃比を維持しながらスロットリング可能であることを実証する実験計画を策定した．以下に概要を示す．・コールドフロー試験を実施し，新たに設計製作したLOX供給設備およびLOX気化ノズルの機能、運用性を確認する．・エンジン燃焼用にGOX，LOX気化用にLOXを用いた独立気化燃焼実験を実施し，LOX気化ノズルの性能を把握する．・気化ノズルで気化した酸素をエンジン燃焼器へ供給し燃焼を継続させながら，推力およびO/Fを制御する統合燃焼実験を実施し，A-SOFTハイブリッドロケットシステム技術を実証する．今年度末までに実施する予定．

LOX供給系系統図

既存のGOX供給系により加圧

遮断弁

主弁

LOXタンク

14

平成29年度研究成果の詳細非公開希望の有無

要素技術・基礎研究

A-SOFTハイブリッドロケットの燃焼場の可視化接線方向と径方向の酸化剤噴射を有する可視化用燃焼器を用い，2系統の流量比のみを変数として燃焼場を高速度カメラで撮影．画像解析より，速度場の算出と輝度値場の主要モードの抽出・振動数解析を行い，流量比による影響を評価した．

（科研費 基盤研究(B) 16H04594 を併用）

単一タンク，バルブから酸化剤を分岐するクラスタ運用手法の実証ハイブリッドグレインを8本クラスタリングし，同時着火に成功．また，単一バルブから分岐管を用いてほぼ均等な燃焼を実現した．

パラフィンオイルを主成分とする低融点熱可塑性樹脂燃料の熱分解プロセスの提案低融点熱可塑性樹脂燃料を用いたA-SOFTハイブリッドロケットにより燃料後退速度を取得した．スワール無しの場合と比べ，最大約2.9倍の燃料後退速度を確認した．

フラクタル形状断面を有するハイブリッドロケットの打ち上げ

星型フラクタル断面および旋回フラクタル形状を有するハイブリッドロケットグレーンを自作し，打ち上げ試験を実施した．

グレイン燃料の強度向上に関する実験的研究固体燃料の性能向上のため，PMMA粉末を10-20%マイクロクリスタリンワックスに添加すると引っ張り強度が増加した．また，添加するPMMA粒径が小さいほど効果は大きくなった．

ワックス燃料の低周波不安定性に関する研究低融点固体燃料の表面上に形成される液層からの燃料液滴の飛散による低周波振動燃焼が生じる場合があることを実験的に確認．またそのモデル化を行った．

高酸化剤質量流束(100kg/m2s)条件で燃料表面に形成される燃焼火炎の可視化

燃料後退速度と酸化剤質量流束の関係

ワックス燃料の燃焼の様子

ハイブリッドロケットクラスタ燃焼試験 圧力履歴

フラクタル形状断面燃料グレイン概略図

打上げロケット

可視化燃焼試験の様子（左）と高速撮影された火炎画像（右）

平成29年度研究成果の詳細非公開希望の有無

概念設計宇宙輸送の安全化に関する研究システム安全の新たな手法であるレジリエンス・エンジニアリングの見地から宇宙輸送の安全化について考察し，境界層燃焼型ハイブリッドロケットの採用が安全に貢献する可能性を有することを示した．

CFDによる現象の解明A-SOFT ハイブリッドロケットにおける旋回乱流燃焼場の解析燃焼，旋回乱流，燃料湧き出しを考慮した非定常燃焼流体計算をA-SOFTとSOFTの燃焼室内流れに対して実施した．計算結果から，軸・旋回流量比が燃料後退速度，エンジン性能，圧力の非定常特性に与える影響を評価した．

酸化剤軸方向流入型ハイブリッドロケットの燃焼不安定性解析非定常リミットサイクルにおける燃焼場のふるまいを考慮した数値計算モデルを用いて燃焼不安定性解析を実施した．解析によってハイブリッドロケットに特有な低周波燃焼振動を含め，異なる振動モードの周波数を正確に予測することができた．

（科研費 基盤研究(B) 16H04594 を併用）

レベルセット法を用いたハイブリッドロケット後退挙動の計算円形ポートや複数の星形ポートを有するようなグレーン形状について，三次元後退挙動解析ツールにより後退速度やO/F履歴を算出した．

単段式ハイブリッドロケットにおける酸化剤流量制御を用いた軌道解析単段式ハイブリッドロケットにおいて消炎・再着火を含む酸化剤流量制御を行うことでダウンレンジ最適化や飛行時間最適化を図った．

解空間におけるダウンレンジ（dsgn1）および飛行時間(dsgn2)最適解

三次元後退挙動解析

温度[K]

28

0

370

0

28

0

370

0

渦構造のシミュレーション結果（上：SOFT,下：A-SOFT）

要素技術・基礎研究多段面旋回流方式によるA-SOFT型燃焼方式のスロットリングの確立とO/Fシフト対策の研究多段面旋回流方式において，WAX系燃料及びHDPEについて供給圧力や流量調整バルブ制御によってハイブリッドロケットエンジンのスロットリングに成功した．また，2モジュールからなる多段面旋回流方式を用いて異なる酸素質量流量を供給することによって2つのモジュールの燃料後退速度をほぼ一定に保ちながら、O/Fを最適値の3%以内にとどめることができた。これらは軌道制御，軌道投入，燃焼中の最適化を行う上で重要な技術である。

実験に用いた2つのモジュールからなるエンジンの模式図

スロットリング中の推力、燃焼圧、供給圧力の時間的変化