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テクニカルレポート / Technical Report(1) |
| 公開日 |
2015-03-26 |
| タイトル |
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タイトル |
ロケットエンジン動的シミュレータ(REDS) |
| 言語 |
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言語 |
jpn |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
ロケットエンジン動的シミュレータ |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
段階的燃焼サイクル |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
計算機シミュレーション |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
熱力学的性質 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
輸送物性 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
H2-A |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
LE-7A |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Runge-Kutta法 |
| 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 dynamic simulator |
| 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 |
staged combustion cycle |
| 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 |
computer 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 |
thermodynamic property |
| 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 |
transport property |
| 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 |
H2-A |
| 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 |
LE-7A |
| 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 |
Runge-Kutta method |
| 資源タイプ |
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資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_18gh |
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資源タイプ |
technical report |
| その他のタイトル（英） |
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その他のタイトル |
Rocket engine dynamic simulator (REDS) |
| 著者 |
木村, 俊哉
高橋, 政浩
若松, 義男
長谷川, 恵一
山西, 伸宏
長田, 敦
Kimura, Toshiya
Takahashi, Masahiro
Wakamatsu, Yoshio
Hasegawa, Keiichi
Yamanishi, Nobuhiro
Osada, Atsushi
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| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 複合推進研究グループ |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 |
| 著者所属 |
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航空宇宙技術振興財団 |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Space Technology and Aeronautics |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Space Technology and Aeronautics |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency Combined Propulsion Research Group, Inst. of Space Technology and Aeronautics |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Space Technology and Aeronautics |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Space Technology and Aeronautics |
| 著者所属（英） |
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en |
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Foundation for Promotion of Japanese Aerospace Technology |
| 出版者 |
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出版者 |
宇宙航空研究開発機構 |
| 出版者（英） |
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出版者 |
Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
| 書誌情報 |
宇宙航空研究開発機構研究開発報告
en : JAXA Research and Development Report
巻 JAXA-RR-04-010,
発行日 2004-10-25
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| 抄録 |
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内容記述タイプ |
Abstract |
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内容記述 |
ロケットエンジン動的シミュレータ(Rocket Engine Dynamic Simulator: REDS)とは、ロケットエンジンの始動、停止、不具合発生時などのエンジンシステム全体の過渡特性を、コンピュータを使って模擬し評価する能力を持った計算ツールである。REDSでは、ロケットエンジンの配管系を有限個の配管要素の連結(管路系)としてモデル化し、この管路系に対しボリューム・ジャンクション法と呼ばれる手法を用いて質量、運動量、エネルギーの保存方程式を時間発展的に解くことによって管路内(エンジン内)における、燃料、酸化剤、燃焼ガスの流動を計算する。ターボポンプ、バルブ、オリフィスなどの流体機器はボリューム要素やジャンクション要素にそれらの対応する作動特性を持たせることで動作を模擬する。燃料や酸化剤の物性については、ロケットエンジンの特殊な作動範囲に適応するよう別途外部で開発された物性計算コード(GASPなど)を利用するが、そのためのインターフェースを備える。燃焼ガスの物性計算については、熱・化学平衡を仮定した物性計算を行い、未燃混合ガスから燃焼状態、燃焼状態から未燃混合状態への移行計算も行う。ターボポンプの運動は、ポンプやタービンの特性を考慮したポンプ動力項、タービン動力項を加速項とする運動方程式を流れの方程式と連立して時間発展的に解くことによって求める。未予冷区間においては、配管要素と流体との間の熱交換を、熱伝導方程式を解くことによって求め、再生冷却ジャケットにおいては、燃焼ガスから壁、壁から冷却剤への熱伝達を考慮する。燃焼室、ノズル内においては、燃焼ガス流れの分布から熱流束の分布を考慮する。今回のバージョンでは、2段燃焼サイクルを採用した日本国の主力ロケットLE-7AおよびLE-7の始動、停止過程時における動特性を模擬することを目的にエンジンモデルを構築し、実機エンジン燃焼試験の結果と比較することでシミュレータの検証を行った。ただし、ボリューム要素の組み合わせは任意であり、エキスパンダーサイクルなどの新しいエンジンシステムに対しても適用が容易に出来る。計算の高速化のために2CPU以上用いた並列処理への対応を行い、ネットワークで接続した複数のPC(PCクラスタ)を用いた並列計算も可能である。 |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
A simulator has been developed for the computer modeling of the hydrodynamical and thermodynamical events inside a rocket engine. Called REDS, for rocket engine dynamic simulator, it is a tool to simulate and examine unsteady behavior in a rocket engine system. A rocket engine is modeled as a system of pipes with various hydraulic elements such as turbopumps, turbines, valves, orifices, etc. Flows of fuel, oxidizer and combustion gas are simulated by solving conservation equations that take into account the materials' phase changes and physical properties. The physical properties of fuel and oxidizer are computed with GASP, a computer program that deals with the thermodynamic and transport properties of rocket engine propellants. The motions of turbopumps and turbines are coupled to the system with flow equations. The heat exchange between fluid and walls is also calculated and incorporated into the energy state of fluids. In the present version of REDS, the code has been developed to simulate unsteady behavior such as the startup and the shutdown of a staged combustion cycle engine, and has been applied to Japanese launch vehicles H-2 and H-2A. The validity of REDS has been checked by comparing its output with combustion test data. This showed that REDS does well at reproducing the unsteady responses seen at startup and shutdown, as well as in the steady-state working condition. To reduce computation time, the code of REDS is parallelized and can be run on a PC cluster. REDS has been constructed with sufficient flexibility to model any configuration of rocket engine and is expected to contribute to the R and D of the next generation rocket engine. |
| 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 |
1349-1113 |
| 書誌レコードID |
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収録物識別子タイプ |
NCID |
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収録物識別子 |
AA1192675X |
| 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: AA0047709000 |
| レポート番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
レポート番号: JAXA-RR-04-010 |
47709000.pdf (3.8 MB)
