特許 6402988 ロケットエンジン高空燃焼試験設備、及びロケットエンジン高空燃焼試験設備の運転方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6402988

(24)【登録日】2018年9月21日

(45)【発行日】2018年10月10日

(54)【発明の名称】ロケットエンジン高空燃焼試験設備、及びロケットエンジン高空燃焼試験設備の運転方法

(51)【国際特許分類】

   F02K 9/96 20060101AFI20181001BHJP

   G01M 15/02 20060101ALI20181001BHJP

【ＦＩ】

   F02K9/96

   G01M15/02

【請求項の数】5

【全頁数】11

(21)【出願番号】特願2014-191559(P2014-191559)

(22)【出願日】2014年9月19日

(65)【公開番号】特開2016-61263(P2016-61263A)

(43)【公開日】2016年4月25日

【審査請求日】2017年6月8日

(73)【特許権者】

【識別番号】309036221

【氏名又は名称】三菱重工機械システム株式会社

(73)【特許権者】

【識別番号】503361400

【氏名又は名称】国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構

(74)【代理人】

【識別番号】100134544

【弁理士】

【氏名又は名称】森 隆一郎

(74)【代理人】

【識別番号】100064908

【弁理士】

【氏名又は名称】志賀 正武

(74)【代理人】

【識別番号】100108578

【弁理士】

【氏名又は名称】高橋 詔男

(74)【代理人】

【識別番号】100126893

【弁理士】

【氏名又は名称】山崎 哲男

(74)【代理人】

【識別番号】100149548

【弁理士】

【氏名又は名称】松沼 泰史

(72)【発明者】

【氏名】太田 真弘

(72)【発明者】

【氏名】小野 徹

(72)【発明者】

【氏名】井狩 頌平

(72)【発明者】

【氏名】湯浅 厚志

(72)【発明者】

【氏名】稲田 満

(72)【発明者】

【氏名】大下 博之

(72)【発明者】

【氏名】中辻 弘幸

(72)【発明者】

【氏名】小島 淳

(72)【発明者】

【氏名】杉森 大造

(72)【発明者】

【氏名】小川 洋平

【審査官】 倉田 和博

(56)【参考文献】

【文献】 特開平１１−１０７８５８（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開平１０−０４７１６２（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開平０８−０４２３９７（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２０００−０７３８６４（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｆ０２Ｋ ９／９６

Ｇ０１Ｍ １５／０２

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

燃焼ガスを噴射するロケットエンジンを収容する低圧室と、前記燃焼ガスの流路をなす排気装置と、を有するロケットエンジン高空燃焼試験設備であって、
前記排気装置は、
前記低圧室に接続されて前記燃焼ガスの流れ方向に沿って流路断面積が一定とされたスロート部と、前記スロート部の下流側に設けられ前記燃焼ガスの流れ方法の下流側に向かうに従って流路断面積が拡大する拡大部と、を有するディフューザと、
前記スロート部に設置され、前記スロート部の周壁からガスを噴出するアニュラ型エジェクタと、
前記低圧室の下流側、かつ、前記アニュラ型エジェクタの上流側に配置され、前記流路を閉塞可能なバルブと、
前記バルブ下流側であって、前記ディフューザの下流側端部近傍に配置され、前記燃焼ガスの冷却を行う冷却水を噴射するスプレイ冷却装置と、
を有することを特徴とするロケットエンジン高空燃焼試験設備。

【請求項2】

前記アニュラ型エジェクタは、前記スロート部における前記ロケットエンジンの燃焼ガス噴射による圧力回復の発生位置よりも上流側に配置されていることを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジン高空燃焼試験設備。

【請求項3】

前記アニュラ型エジェクタに蒸気を供給する蒸気源を有し、
前記アニュラ型エジェクタから噴出される蒸気により前記ディフューザの壁面を冷却する請求項１又は請求項２に記載のロケットエンジン高空燃焼試験設備。

【請求項4】

前記アニュラ型エジェクタの噴射口は、前記アニュラ型エジェクタの上流側における前記スロート部の内周面よりも径方向外側に配置されていることを特徴とする請求項３に記載のロケットエンジン高空燃焼試験設備。

【請求項5】

請求項１から請求項４のいずれか一項に記載のロケットエンジン高空燃焼試験設備の運転方法であって、
前記アニュラ型エジェクタを作動させた状態で前記ロケットエンジンを停止するロケットエンジン停止工程と、
前記バルブを閉状態とするバルブ閉鎖工程と、
前記アニュラ型エジェクタを停止するエジェクタ停止工程と、
をこの順番で有し、ロケットエンジン停止時のブローバックを低減することを特徴とするロケットエンジン高空燃焼試験設備の運転方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、燃焼ガスを噴射するロケットエンジンを収容する低圧室と、低圧室を減圧する排気装置と、を有するロケットエンジン高空燃焼試験設備、及びロケットエンジン高空燃焼試験設備の運転方法に関する。

【背景技術】

【0002】

宇宙輸送システムに用いられるロケットに使用されるロケットエンジンにおいて、ロケットの上段（２段目や３段目）に使用されるものは、気圧が非常に低い高空環境で作動する。このようなロケットエンジンの開発及び性能確認等の燃焼試験を実施するためには、高空模擬試験が必要である。

【0003】

従来のロケットエンジン高空燃焼試験設備としては、図２に示すような、ロケットエンジン５が設置された低圧室２と消音塔９とを排気トンネル８で接続したロケットエンジン高空燃焼試験設備１０１が知られている。
ロケットエンジン高空燃焼試験設備１０１は、ディフューザ１０（超音速ディフューザ）とともに、２段式の大型の蒸気エジェクタ１２，１３（センターボディ型エジェクタ）をディフューザ１０の下流側に有する排気方式を採用している。蒸気エジェクタ１２，１３には、アキュムレータなどの蒸気供給部１８から蒸気が供給される。

【0004】

ディフューザ１０の壁面内部には、冷却水供給装置２５から冷却水が導入されている。ディフューザ１０の下流側にはスプレイ冷却装置２７が設けられている。スプレイ冷却装置２７には、冷却水供給装置２９から冷却水が供給されている。また、スプレイ冷却装置２７の下流側には、排気仕切弁２１が設けられている。
ロケットエンジン燃焼試験を行う際は、ロケットエンジン５に液化酸素／液化水素が供給される。ロケットエンジン５から排出される燃焼排気ガスは、ディフューザ１０で圧力回復した後、蒸気エジェクタ１２，１３から噴出される蒸気を用いて連続的に吸引され、消音塔９より大気放出される。

【0005】

また、特許文献１には、ロケットエンジンが収容される低圧室とディフューザとの接続部に周囲に噴射口を有するアニュラ型エジェクタを有するロケットエンジン高空燃焼試験設備が記載されている。即ち、特許文献１に用いられるエジェクタの噴射口は、ロケットエンジンから噴射される燃焼ガスの流路中央には設けられていない。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0006】

【特許文献1】特開平１１−１０７８５８号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0007】

しかしながら、上記従来のロケットエンジン高空燃焼試験設備１０１においては、エンジン規模が大きくなると、ロケットエンジン燃焼停止時に過渡的に発生するブローバックの圧力が非常に大きくなり、それを低減するためには、装置の規模も膨大なものになる。また、エンジン規模が大きくなると、ロケットエンジン燃焼停止時に過渡的に発生するブローバックの圧力が非常に大きくなる。また、ブローバック圧力が大きくなると、大きな薄肉ノズルスカートを有するロケットエンジンは、スカートの座屈等を起す可能性がある。

【0008】

ブローバック圧力を低減するには、燃焼試験時におけるディフューザによる圧力回復を
少なくする必要がある。しかし、ディフューザによる圧力回復を少なくする場合は、より多くの蒸気を消費する巨大な２段式の蒸気エジェクタが必要となり、より大きな装置となってしまう。

【0009】

また、特許文献１に記載されているロケットエンジン高空燃焼試験設備は、アニュラ型エジェクタをディフューザの最上流端に設置しているが、ロケットエンジン停止時に発生するブローバックを防止するものではなく、かつ、アニュラ型エジェクタを停止した際に、アニュラ型エジェクタのブローバックも発生してしまうという課題がある。

【0010】

この発明は、エンジン規模が大きくなる場合においても、よりコンパクトな設備でかつ、ロケットエンジン停止時におけるブローバックを防止することができるロケットエンジン高空燃焼試験設備を提供することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0011】

本発明の第一の態様によれば、ロケットエンジン高空燃焼試験設備は、燃焼ガスを噴射するロケットエンジンを収容する低圧室と、前記燃焼ガスの流路をなす排気装置と、を有するロケットエンジン高空燃焼試験設備であって、前記排気装置は、前記低圧室に接続されて前記燃焼ガスの流れ方向に沿って流路断面積が一定とされたスロート部と、前記スロート部の下流側に設けられ前記燃焼ガスの流れ方法の下流側に向かうに従って流路断面積が拡大する拡大部と、を有するディフューザと、前記スロート部に設置され、前記スロート部の周壁からガスを噴出するアニュラ型エジェクタと、前記低圧室の下流側、かつ、前記アニュラ型エジェクタの上流側に配置され、前記流路を閉塞可能なバルブと、前記バルブ下流側であって、前記ディフューザの下流側端部近傍に配置され、前記燃焼ガスの冷却を行う冷却水を噴射するスプレイ冷却装置と、を有することを特徴とする。

【0012】

このような構成によれば、アニュラ型エジェクタがディフューザのスロート部に配置されていることによって、ロケットエンジン停止時におけるブローバックを低減することができる。即ち、ロケットエンジンから排出される燃焼ガス噴射によるエジェクタ効果がなくなることによって低圧室側に逆流しようとする燃焼ガスを、アニュラ型エジェクタによって下流側の方向に押し戻すことができる。
また、ロケットエンジン停止後かつ、アニュラ型エジェクタ停止前においてバルブを閉状態とすることによって、アニュラ型エジェクタ停止時に発生するブローバックを低減することができる。

【0013】

また、上記ロケットエンジン高空燃焼試験設備において、前記アニュラ型エジェクタは、前記スロート部における前記ロケットエンジンの燃焼ガス噴射による圧力回復の発生位置よりも上流側に配置されている構成としてもよい。

【0014】

このような構成によれば、ロケットエンジン停止時に発生するブローバックの位置よりも上流側に配置されているアニュラ型エジェクタによってブローバックを押し戻すことができる。

【0015】

また、上記ロケットエンジン高空燃焼試験設備において、前記アニュラ型エジェクタに蒸気を供給する蒸気源を有し、前記アニュラ型エジェクタから噴出される蒸気により前記ディフューザの壁面を冷却する構成としてもよい。

【0016】

このような構成によれば、アニュラ型エジェクタの駆動蒸気によるディフューザ壁面冷却効果によって、高温の燃焼ガスからディフューザ壁面への熱負荷を低減することができる。

【0018】

また、上記ロケットエンジン高空燃焼試験設備において、前記アニュラ型エジェクタの噴射口は、前記アニュラ型エジェクタの上流側における前記スロート部の内周面よりも径方向外側に配置されている構成としてもよい。
このような構成によれば、ロケットエンジン試験中にロケットエンジンの燃焼ガスが噴射口に衝突することにより発生する圧力回復を抑制することができる。

【0019】

また、本願の第二の態様によれば、ロケットエンジン高空燃焼試験設備の運転方法は、上記のいずれかのロケットエンジン高空燃焼試験設備の運転方法であって、前記アニュラ型エジェクタを作動させた状態で前記ロケットエンジンを停止するロケットエンジン停止工程と、前記バルブを閉状態とするバルブ閉鎖工程と、前記アニュラ型エジェクタを停止するエジェクタ停止工程と、をこの順番で有し、ロケットエンジン停止時のブローバックを低減することを特徴とする。

【0020】

このような構成によれば、エジェクタを作動させた状態でロケットエンジンを停止することによって、ロケットエンジン停止直後における、ガスが低圧室側に逆流しようとするブローバックが低減される。また、ロケットエンジン停止後においてバルブを閉状態とすることによって、アニュラ型エジェクタ停止時に発生するブローバックを低減することができる。

【発明の効果】

【0021】

本発明によれば、アニュラ型エジェクタがディフューザのスロート部に配置されていることによって、ロケットエンジン停止時におけるブローバックを低減することができる。即ち、ロケットエンジンから排出される燃焼ガス噴射によるエジェクタ効果がなくなることによって低圧室側に逆流しようとする燃焼ガスを、アニュラ型エジェクタによって下流側の方向に押し戻すことができる。

【図面の簡単な説明】

【0022】

【図1】本発明の実施形態のロケットエンジン高空燃焼試験設備の概略図である。

【図2】従来の実施形態のロケットエンジン高空燃焼試験設備の概略図である。

【発明を実施するための形態】

【0023】

以下、本発明の実施形態のロケットエンジン高空燃焼試験設備について図面を参照して詳細に説明する。
本実施形態のロケットエンジン高空燃焼試験設備は、例えば人工衛星打ち上げ用ロケットに用いられる液体酸素（液化酸素）・液体水素（液化水素）エンジンであるロケットエンジンのための試験設備である。ロケットエンジンは、噴射ノズルから高温、高圧の燃焼排気ガス（以下、燃焼ガスという）を噴射するエンジンである。ロケットエンジン高空燃焼試験設備は、この様な宇宙空間などの高空雰囲気の下で使用されるロケットエンジンの燃焼試験を、地上にて行うための装置である。
なお、ロケットエンジンは、液体燃料を推進剤として用いるものに限らず、固体燃料を推進剤として用いるロケットエンジンでもよい。

【0024】

図１に示すように、本実施形態のロケットエンジン高空燃焼試験設備１は、ロケットエンジン５を収容する低圧室２と、低圧室２を減圧するための排気装置３と、制御装置４と、を有している。排気装置３は、燃焼ガスの流路をなしている。
ロケットエンジン５は、図示しない架台を介して低圧室２に設置されている。また、ロケットエンジン５には、図示しない燃料供給装置が接続されている。

【0025】

低圧室２は、気密に形成されたチャンバーであり、排気装置３によって内部を所定の真空度に設定することが可能である。低圧室２には、例えば、ロケットエンジン５の再着火試験のコースト時の真空維持のために真空引きを行うための真空ポンプ７が接続されている。
排気装置３は、低圧室２に対して燃焼ガスの流れ方向Ｆ下流側に接続された排気トンネル８と、排気トンネル８の下流側に設けられた消音塔９と、を有している。
排気トンネル８は、最も上流側に設けられ、アニュラ型エジェクタ１１（第一エジェクタ）が設けられたディフューザ１０と、ディフューザ１０の下流側に接続されたセンターボディ型エジェクタ１２（第二エジェクタ）と、を有している。即ち、本実施形態の排気装置３は、ディフューザ１０と二段のエジェクタ１１，１２を有する排気方式を採用している。

【0026】

ディフューザ１０は、燃焼ガスの流れ方向Ｆ下流側に向かって漸次狭くなる縮小部１４と、縮小部１４の下流側に接続され燃焼ガスの流れ方向Ｆに沿って流路断面積が一定とされたスロート部１５と、スロート部１５の下流側に接続され下流側に向かって漸次太くなる拡大部１６と、を有している。即ち、燃焼ガスの流路は、スロート部１５にて絞られた後、拡大部１６にて広がっている。なお、スロート部１５の流路断面積は一定とされているとしたが、一定である必要はなく、設計都合による断面積の変化は許されるものとする。
スロート部１５の断面積は、長手方向（燃焼ガスの流れ方向Ｆ）に沿って完全に同一ではなく、アニュラ型エジェクタ１１の設置位置より下流側でやや拡大している。この拡大については後述する。

【0027】

アニュラ型エジェクタ１１は、ディフューザ１０のスロート部１５の入口近傍に、ディフューザ１０と一体となるように配置されている。アニュラ型エジェクタ１１は、ディフューザ１０のスロート部１５の内周面２２（周壁）より燃焼ガスの流れ方向Ｆ下流側に蒸気を噴射する第一エジェクタ噴射ノズル１７（噴射口）と、第一エジェクタ噴射ノズル１７に蒸気を供給する蒸気供給部１８と、蒸気供給部１８と第一エジェクタ噴射ノズル１７とを接続する蒸気配管１９と、蒸気配管１９に設けられているバルブ２０と、を有している。
蒸気供給部１８としてはアキュムレータや、蒸気発生器等の蒸気源を採用することができる。また、エジェクタ１１，１２から噴出されるガスは蒸気に限ることはなく、例えば、窒素ガスを採用してもよい。

【0028】

第一エジェクタ噴射ノズル１７は、ディフューザ１０のスロート部１５の壁面に、周方向に環状に設けられている。第一エジェクタ噴射ノズル１７は、ディフューザ１０のスロート部１５の内周面２２より突出しないように形成されている。
スロート部１５におけるアニュラ型エジェクタ１１の第一エジェクタ噴射ノズル１７より下流側は、蒸気の噴射を妨げないように、やや拡大されている（符号１５ｂ）。
また、拡大された部位１５ｂより下流側は、アニュラ型エジェクタ１１の蒸気の噴射を妨げない範囲で、アニュラ型エジェクタ１１の第一エジェクタ噴射ノズル１７より上流側（符号１５ａ）と同じになるように縮小されている（符号１５ｃ）。なお、第一エジェクタ噴射ノズル１７よりも下流側のスロート部１５ｂ，１５ｃの断面積を第一エジェクタ噴射ノズル１７より上流側の断面積よりも小さくしてもよい。
即ち、本実施形態のスロート部１５は、符号Ｓで示される範囲であり、スロート部１５の標準となる直径で形成された部位（１５ａ，１５ｃ）、及び当該部位よりもやや拡大された部位（符号１５ｂ）を含む。もちろん、符号Ｓで示される範囲における燃焼ガスの流れ方向Ｆに沿う断面積を一定にしてもよい。

【0029】

アニュラ型エジェクタ１１は、スロート部１５の直径をＤ、スロート部１５の上流側端部からの距離Ｌとした場合、Ｌ／Ｄ＜４となるような位置に配置されている。即ち、アニュラ型エジェクタ１１は、スロート部１５の直径をＤ、スロート部１５の上流側端部からの距離をＬとすると、以下の数式（１）が成り立つような位置に設置されている。
Ｌ／Ｄ＜４ ・・・（１）

【0030】

アニュラ型エジェクタ１１の燃焼ガスの流れ方向Ｆの位置は、ロケットエンジン５から噴射される燃焼ガスによる圧力回復が発生する位置に基づいて決定される。具体的には、アニュラ型エジェクタ１１の燃焼ガスの流れ方向Ｆの位置は、スロート部１５におけるロケットエンジン５の燃焼ガス噴射による圧力回復の発生位置よりも上流側に配置されている。換言すれば、アニュラ型エジェクタ１１の上流側にて、ロケットエンジン５の燃焼ガスのみの圧力回復が発生しないような位置に設定されている。

【0031】

ディフューザ１０のスロート部１５において、アニュラ型エジェクタ１１の上流側には、燃焼ガスの流路を閉塞可能なブロックオフバルブ２３が設けられている。ブロックオフバルブ２３は、ゲート式のバルブである。
ブロックオフバルブ２３は、ブロックオフバルブ２３を閉状態とすることによって、ディフューザ１０におけるブロックオフバルブ２３の上流側と下流側とを遮断することができる仕切弁である。
また、ディフューザ１０には、ブロックオフバルブ２３の上流側と下流側とをバイパスするバイパスライン３３が設けられている。バイパスライン３３には、バイパスライン３３を遮断することができるバイパス弁３４が設けられている。
また、ブロックオフバルブ２３は、燃焼ガスの冷却を行う冷却水を噴射するスプレイ冷却装置２７よりも上流側に配置されている。スプレイ冷却装置２７については後述する。

【0032】

また、ディフューザ１０は、ディフューザ壁面冷却装置２４を有している。ディフューザ壁面冷却装置２４は、中空構造とされているディフューザ１０の壁部にディフューザ冷却水を供給する第一冷却水供給装置２５と、第一冷却水供給装置２５とディフューザ１０の壁部の内部空間とを接続する第一冷却水配管２６と、を有している。第一冷却水供給装置２５から供給されるディフューザ冷却水が、ディフューザ１０を構成する壁部に供給されることによって、高温の燃焼ガスに晒されるディフューザ１０の壁面が冷却される。

【0033】

ディフューザ１０の下流側端部近傍には、スプレイ冷却装置２７が設けられている。スプレイ冷却装置２７は、ディフューザ１０の流路上に設けられた冷却水ノズル２８と、冷却水ノズル２８にスプレイ冷却水を供給する第二冷却水供給装置２９と、第二冷却水供給装置２９と冷却水ノズル２８とを接続する第二冷却水配管３０と、を有している。スプレイ冷却装置２７は、所定量の冷却水を排気トンネル８内に噴霧する装置である。

【0034】

センターボディ型エジェクタ１２は、排気トンネル８内であって、ディフューザ１０の下流側に配置されている。センターボディ型エジェクタ１２は、燃焼ガスの流れ方向Ｆから見てチャンバーの略中央に配置された第二エジェクタ噴射ノズル３２と、第二エジェクタ噴射ノズル３２に蒸気を供給する蒸気供給部１８と、蒸気供給部１８と第二エジェクタ噴射ノズル３２とを接続する蒸気配管１９と、蒸気配管１９に設けられているバルブ２０と、を有している。本実施形態は、アニュラ型エジェクタ１１とセンターボディ型エジェクタ１２とで、蒸気供給部１８を共有している。

【0035】

次に、本実施形態のロケットエンジン高空燃焼試験設備１の運転方法について説明する。
（設備始動方法）
ロケットエンジン高空燃焼試験設備１の始動時においては、ロケットエンジン５を起動する前に低圧室２を低圧にする。具体的には、ブロックオフバルブ２３を閉状態としてエジェクタ（アニュラ型エジェクタ１１、及びセンターボディ型エジェクタ１２）を作動させて、ブロックオフバルブ２３の下流側の領域の排気処理を行う。

【0036】

一方、バイパス弁３４を開状態として、バイパスライン３３を介して低圧室２の真空引き処理を行う。具体的には、バイパスライン３３を介して低圧室２及びディフューザ１０におけるブロックオフバルブ２３の上流側の領域の真空引きを行う。
次いで、低圧室２が十分に低圧となった状態（例えば１００Ｔｏｒｒ，１３３３２Ｐａ）でブロックオフバルブ２３を開状態とするとともに、バイパス弁３４を閉状態として、更に低圧室２を１０Ｔｏｒｒ（１３３３Ｐａ）程度にまで低圧にする。

【0037】

低圧室２が１０Ｔｏｒｒとなったらロケットエンジン５を起動させて、ロケットエンジン５の燃焼試験を行う。この際、アニュラ型エジェクタ１１の下流では、排気装置３を安定差動させるべく、亜音速に圧力回復させている。そして、アニュラ型エジェクタ１１の下流側でスプレイ冷却を実施して燃焼ガスの温度を低減している。

【0038】

（設備停止方法）
ロケットエンジン高空燃焼試験設備１の停止時におけるオペレーションについて説明する。
ロケットエンジン高空燃焼試験設備１の停止時において、制御装置４は、アニュラ型エジェクタ１１、及びセンターボディ型エジェクタ１２を作動させた状態でエンジン燃焼を停止させる（ロケットエンジン停止工程）。ロケットエンジン５から排出される燃焼ガスが完全に流れた後、制御装置４は、ブロックオフバルブ２３を閉状態にする命令を発する。

【0039】

ロケットエンジン５が停止することによって、ロケットエンジン５から排出される燃焼ガスによるエジェクタ効果がなくなり、燃焼ガスが低圧室２側に逆流しようとする。しかしながら、アニュラ型エジェクタ１１が作動していることによって、ロケットエンジン５の停止直後における、燃焼ガスが低圧室２側に逆流しようとするブローバックが低減される。即ち、本実施形態のロケットエンジン高空燃焼試験設備１においては、アニュラ型エジェクタ１１がロケットエンジン５の燃焼ガス噴射による圧力回復の発生位置よりも上流側に配置されていることによって、ブローバックが低減される。

【0040】

また、ブロックオフバルブ２３は、やや遅れて閉状態となる（バルブ閉鎖工程）。ブロックオフバルブ２３は、ロケットエンジン５から排出される燃焼ガスが完全に流れた後、ブローバックの発生後に完全に閉状態となる。
ブロックオフバルブ２３が、ディフューザ１０のスロート部１５において上流側と下流側とを遮断することにより、アニュラ型エジェクタ１１の停止時に発生するブローバックを防止することができる。
次いで、制御装置４は、アニュラ型エジェクタ１１及びセンターボディ型エジェクタ１２の二つのエジェクタを停止させる（エジェクタ停止工程）。次いで、低圧室２内を大気圧に圧力復帰させる。

【0041】

上記実施形態によれば、アニュラ型エジェクタ１１がディフューザ１０のスロート部１５に配置されていることによって、ロケットエンジン５の停止時におけるブローバックを低減することができる。即ち、ロケットエンジン５の停止に伴いロケットエンジン５から排出される燃焼ガスによるエジェクタ効果がなくなり、低圧室２側に逆流しようとする燃焼ガスを、アニュラ型エジェクタ１１によって下流側の方向に押し戻すことができる。

【0042】

また、アニュラ型エジェクタ１１の上流側に設けられているブロックオフバルブ２３を閉鎖することによって、アニュラ型エジェクタ１１の停止時に発生するブローバックを防止することができる。即ち、アニュラ型エジェクタ１１の停止に伴って蒸気が逆流した場合においても、ブロックオフバルブ２３によって逆流する蒸気を遮断することができる。

【0043】

また、ブロックオフバルブ２３をディフューザ１０に設置したことによって、ロケットエンジン５起動前の減圧工程における低圧室２及びディフューザ１０におけるブロックオフバルブ２３の上流側の領域の真空引きに必要となる時間を短縮することができる。即ち、バイパスライン３３を介して真空引きされる容積を低減でき、試験前における真空度到達までの時間を短縮することができる。さらに、ブロックオフバルブ２３をディフューザ１０に設置したことによって、ロケットエンジン５の再着火試験のコースト時における真空引き時間を短縮するとともに真空ポンプ７容量を低減することができる。

【0044】

また、アニュラ型エジェクタ１１がロケットエンジン５の燃焼ガス噴射による圧力回復の発生位置よりも上流側に配置されていることによって、ロケットエンジン５自体の圧力回復能力を有効に活用することができ、エジェクタ１１，１２に必要な蒸気消費量の低減が可能となる。
また、ロケットエンジン燃焼試験中は、アニュラ型エジェクタ１１の駆動蒸気による壁面冷却効果で高温の燃焼ガスから熱負荷を低減し、必要な冷却水流量を低減することができる。

【0045】

また、アニュラ型エジェクタ１１とディフューザ１０とを一体型とすることにより、エジェクタをディフューザの下流側に配置する形態と比較して、排気装置３に必要な長さを短縮することができる。
また、アニュラ型エジェクタ１１の第一エジェクタ噴射ノズル１７をスロート部１５の内周面２２よりも径方向外側に配置したことによって、ロケットエンジン燃焼試験中にロケットエンジン５の燃焼ガスがノズルに衝突することにより発生する圧力回復を防止することができる。

【0046】

また、ブロックオフバルブ２３（仕切弁）をスプレイ冷却装置２７の上流側に配置したことによって、仕切弁をスプレイ冷却装置２７の下流側に配置した場合と比較して、真空引きを容易とすることができる。即ち、仕切弁をスプレイ冷却装置２７の下流側に配置した場合は、仕切弁の上流側にスプレイ冷却装置２７より噴射された冷却水が溜まることによって、真空引きする際にこの冷却水が蒸発することにより、真空度の上昇が抑制される。一方、冷却水が溜まることがない為、真空引きが容易となる。

【0047】

以上、本発明の実施形態について図面を参照して詳述したが、各実施形態における各構成及びそれらの組み合わせ等は一例であり、本発明の趣旨から逸脱しない範囲内で、構成の付加、省略、置換、及びその他の変更が可能である。また、本発明は実施形態によって限定されることはなく、クレームの範囲によってのみ限定される。

【符号の説明】

【0048】

１ ロケットエンジン高空燃焼試験設備
２ 低圧室
３ 排気装置
４ 制御装置
５ ロケットエンジン
７ 真空ポンプ
８ 排気トンネル
９ 消音塔
１０ ディフューザ
１１ アニュラ型エジェクタ
１２ センターボディ型エジェクタ
１４ 縮小部
１５ スロート部
１６ 拡大部
１７ 第一エジェクタ噴射ノズル（噴射口）
１８ 蒸気供給部
１９ 蒸気配管
２０ バルブ
２２ 内周面（周壁）
２３ ブロックオフバルブ（バルブ）
２４ ディフューザ壁面冷却装置
２５ 第一冷却水供給装置
２６ 第一冷却水配管
２７ スプレイ冷却装置
２８ 冷却水ノズル
２９ 第二冷却水供給装置
３０ 第二冷却水配管
３２ 第二エジェクタ噴射ノズル
３３ バイパスライン
３４ バイパス弁
Ｆ 流れ方向

【図1】

【図2】