| Item type |
テクニカルレポート / Technical Report(1) |
| 公開日 |
2015-03-26 |
| タイトル |
|
|
タイトル |
ロケット-ラム複合燃焼器の実験 |
| 言語 |
|
|
言語 |
jpn |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
液体ロケット |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
ラムジェットエンジン |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
ロケットラム複合燃焼器 |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
推力 |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
ダブルノズル型 |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
シングルノズル型 |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
複合エンジン |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
1次元流れ |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
性能計算 |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
燃焼実験 |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
燃焼ガス流 |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
相互作用効果 |
| キーワード |
|
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
排気ノズル |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
liquid rocket |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
ramjet engine |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
rocket ram combined combustor |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
propulsion |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
double nozzle |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
single nozzle |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
combined engine |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
one dimensional flow |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
performance calculation |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
combustion experiment |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
combustion gas flow |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
interaction effects |
| キーワード |
|
|
言語 |
en |
|
主題Scheme |
Other |
|
主題 |
exhaust nozzle |
| 資源タイプ |
|
|
資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_18gh |
|
資源タイプ |
technical report |
| その他のタイトル（英） |
|
|
その他のタイトル |
Experiment of rocket-ram combined combustor |
| 著者 |
佐藤, 和雄
坂本, 博
佐々木, 正樹
小野, 文衛
八柳, 信之
Sato, Kazuo
Sakamoto, Hiroshi
Sasaki, Masaki
Ono, Fumiei
Yatsuyanagi, Nobuyuki
|
| 著者所属 |
|
|
|
航空宇宙技術研究所 ラムジェット推進研究部 |
| 著者所属 |
|
|
|
航空宇宙技術研究所 ロケット推進研究部 |
| 著者所属 |
|
|
|
航空宇宙技術研究所 ロケット推進研究部 |
| 著者所属 |
|
|
|
航空宇宙技術研究所 ラムジェット推進研究部 |
| 著者所属 |
|
|
|
航空宇宙技術研究所 ラムジェット推進研究部 |
| 著者所属（英） |
|
|
|
en |
|
|
National Aerospace Laboratory Ramjet Propulsion Research Division |
| 著者所属（英） |
|
|
|
en |
|
|
National Aerospace Laboratory Rocket Propulsion Research Division |
| 著者所属（英） |
|
|
|
en |
|
|
National Aerospace Laboratory Rocket Propulsion Research Division |
| 著者所属（英） |
|
|
|
en |
|
|
National Aerospace Laboratory Ramjet Propulsion Research Division |
| 著者所属（英） |
|
|
|
en |
|
|
National Aerospace Laboratory Ramjet Propulsion Research Division |
| 出版者 |
|
|
出版者 |
航空宇宙技術研究所 |
| 出版者（英） |
|
|
出版者 |
National Aerospace Laboratory (NAL) |
| 書誌情報 |
航空宇宙技術研究所報告
en : Technical Report of National Aerospace Laboratory
巻 1249,
p. 1-17,
発行日 1994-10
|
| 抄録 |
|
|
内容記述タイプ |
Abstract |
|
内容記述 |
ロケットエンジンを単独で作動させる場合にはその比推力を向上させるのに限界がある。しかしながら、低高度を飛行する際にロケットエンジンに空気吸込を伴うラムジェットエンジンを併用して作動させる複合エンジンを使用すれば比推力は大幅に向上する。本報ではダブルノズル型およびシングルノズル型ロケットラム複合エンジンについて簡単な1次元流れに基づいた理論性能計算を行った。その結果、総比推力においてダブルノズル型複合エンジンがシングルノズル型よりも優位性を示した。そこで、総推力5kNのダブルノズル型ロケットラム複合燃焼器を試作し、ロケットおよびラムジェットによって発生する推力の比率を変えた燃焼実験を行い、その測定推力から比推力の増加を実験的に調べた。更に、推力に対してロケット側およびラム側排気の2つの燃焼ガス流の相互作用効果を調べるために、膨張角度の異なる2種類の共用排気ノズル(10度18分、6度40分)についてノズル壁圧力分布および推力を測定した。ロケット推進薬には液体酸素･ケロシン･水素を使用し、ラムジェット燃料には水素を使用した。燃焼実験の結果、ロケットとラムジェット推力比50対50における併用作動時の比推力は純粋なロケット作動時の比推力より約90%増加し、複合化による優位性を実験的に示した。ここで、ダブルノズル型複合エンジンはロケット、ラム同時作動時、それぞれのスロート部からの排気を共用ノズル部で膨張させ推力を発生させる形式を指すものとする。但し、ロケット側排気はロケットノズルで膨張後共用ノズルへ流入する。そのため、ラムスロート部はロケットノズル出口より僅かに上流に位置するものとする。一方、シングルノズル型複合エンジンはロケット、ラム同時作動時、ロケット排気はラム側への燃焼ガス供給源としてのみ働くものとする。従ってロケットノズル出口はラムスロート部より上流に位置し、推力は共用ノズルによってのみ発生するものとする。 |
| 抄録（英） |
|
|
内容記述タイプ |
Other |
|
内容記述 |
There are limitations to achieve high specific impulse with rocket engine operations alone. However, in the flight at low altitude, combined engines with an airbreathing ramjet engine and a rocket engine can be expected to increase the specific impulse significantly in parallel operation. In this paper, the superiority in the specific impulse of the double-nozzle type of rocket-ram combined engine over the single-nozzle type combined engine was shown by performance calculations. Then, a double-nozzle type of rocket-ram combined combustor with a total thrust of 5kN was designed and experimentally tested with varying ratios of thrust produced by rocket and ramjet. The propellants are LOX/kerosene + hydrogen for rocket combustion and air-hydrogen for ram combustion. With the thrust chamber having different diverging half-angles, namely 10 deg 18 min, and 6 deg 40 min, thrust and pressure distribution along the common expansion nozzle were measured to investigate the effect of interaction of the expanding gases of rocket and ram on thrust. Enhancement of the specific impulse was experimentally verified. That is, the specific impulse which was gained in rocket-ram parallel operations, when the thrust ratio of rocket to ram was 50 to 50, was found to increase 90 percent over those in pure rocket operations. |
| ISSN |
|
|
収録物識別子タイプ |
ISSN |
|
収録物識別子 |
0389-4010 |
| 資料番号 |
|
|
内容記述タイプ |
Other |
|
内容記述 |
資料番号: AA0004256000 |
| レポート番号 |
|
|
内容記述タイプ |
Other |
|
内容記述 |
レポート番号: NAL TR-1249 |
naltr01249.pdf (1.8 MB)
