| Item type |
学術雑誌論文 / Journal Article(1) |
| 公開日 |
2016-06-24 |
| タイトル |
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タイトル |
極限マルチフィジクス環境における液体ロケットエンジン燃焼室の破損メカニズムの解明と寿命評価 |
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言語 |
jpn |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Rocket engine |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Combustion chamber |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Failure mode |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Thermal stress |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Creep fatigue fracture |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Residual deformation |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Multi-physics simulation |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Linear damage rule |
| 資源タイプ |
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資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_6501 |
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資源タイプ |
journal article |
| アクセス権 |
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アクセス権 |
metadata only access |
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アクセス権URI |
http://purl.org/coar/access_right/c_14cb |
| その他のタイトル（英） |
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その他のタイトル |
Failure mechanism and life evaluation of liquid rocket engine combustion chamber under severe multi physics conditions |
| 著者 |
西元, 美希
根岸, 秀世
吉村, 忍
笠原, 直人
秋葉, 博
砂川, 英生
堀, 秀輔
根来, 延樹
Nishimoto, Miki
Negishi, Hideyo
Yoshimura, Shinobu
Kasahara, Naoto
Akiba, Hiroshi
Sunakawa, Hideo
Hori, Shusuke
Negoro, Nobuki
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| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構(JAXA) |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構(JAXA) |
| 著者所属 |
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東京大学 |
| 著者所属 |
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東京大学 |
| 著者所属 |
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株式会社アライドエンジニアリング |
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宇宙航空研究開発機構(JAXA) |
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宇宙航空研究開発機構(JAXA) |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構(JAXA) |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
| 著者所属（英） |
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en |
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The University of Tokyo |
| 著者所属（英） |
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en |
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The University of Tokyo |
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en |
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Allied Engineering Corporation |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
| 出版者 |
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出版者 |
日本機械学会 |
| 出版者（英） |
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出版者 |
The Japan Society of Mechanical Engineers |
| 書誌情報 |
日本機械学会論文集
en : Transactions of the JSME (in Japanese)
巻 81,
号 826,
p. 14-00674,
発行日 2015-06-25
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| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
In Japan, new developments of liquid rocket engines are now underway for Japan’s next flagship launch system. In the development, front-loading design process is applied to reduce development costs and to increase reliability. Therefore it is indispensable to precisely evaluate life time of a combustion chamber, which is exposed to the most severe heat and loads among engine components, in an early design phase. In order to improve accuracy in the life prediction, we focus on the interaction between thermo-fluid behaviors and structural responses, and have been developing the multi-physics coupled simulation. By applying this simulation and the linear damage rule, we have clarified the mechanisms and the dominant factors of cracks occurred in the throat, which were experienced under development of the upper stage engine. It has been revealed that the damage is caused by creep and low cycle fatigue and depends on structural temperature histories. Structural temperature overshoots in the start-up process are affected by the transient flows of both combustion gas and coolant. Due to overshooting temperature, creep and low cycle fatigue damage are accumulated. |
| 内容記述 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
形態: カラー図版あり |
| 内容記述（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
Physical characteristics: Original contains color illustrations |
| ISSN |
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収録物識別子タイプ |
ISSN |
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収録物識別子 |
2187-9761 |
| DOI |
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識別子タイプ |
DOI |
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関連識別子 |
http://dx.doi.org/10.1299/transjsme.14-00674 |
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関連名称 |
info:doi/10.1299/transjsme.14-00674 |
| 資料番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
資料番号: PA1610085000 |
