並列タイトル等Design Calculation of Diffusers for Rocket Engine Altitude Simulation
タイトル（掲載誌）航空宇宙技術研究所資料 = Technical Memorandum of National Aerospace Laboratory
一般注記筆者らが,ロケットエンジン高空性能試験用エゼクタの実験的研究をおこなった過程で使用した計算法のうち,簡単で設計に直接使用できるものについて述べた。スタート圧力比についてはGermanらの方法をプログラム化し,各種パラメタの効果を計算するとともに,いくつかの問題点を示した。低圧室圧力比に関しては,ONERAのグループによって提案された再付着角度の考えをもとにして新しい再付着角度相関式を求めた。この相関式を用いる低圧式圧力の計算法について述べ,この方法の採用によって低圧室圧力の予測の改良がなされることを示した。プログラムリストを付録に示す。
This paper describes two methods directly applicable to zero-secondary-flow ejector design from the calculation methods employed by the authors during the experimental studies on ejectors for rocket engine altitude simulation. One method is that of predicting the starting pressure ratio of a second throat diffuser, de- veloped by German et al. This method is computerized and a parametric study was conducted. The other concerns a better method of predicting the capsule pressure ratio based on the angular reattachment criteria of ONERA group. New angular reattachment criteria for large area ratio nozzles are correlated using available experimental data. Calculated results are shown to be in satisfactory agreement with the NAL data. Program lists are given in the appendix.
資料番号: NALTM0313000
レポート番号: NAL TM-313
連携機関・データベース国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース（IRDB）（機関リポジトリ）
提供元機関・データベース宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ