Design of sub-scale rocket-ramjet combined cycle engine model

Material type: 文書・図像類

Author: 苅田, 丈士ほか

Publisher: 宇宙航空研究開発機構

Publication date: 2007-02-28

Material Format: Digital

Capacity, size, etc.: -

NDC: -

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Note (General)：: ラムジェットエンジン試験設備において地上静止大気条件、マッハ4飛行条件、マッハ6飛行条件およびマッハ8飛行条件で実験するサブスケールロケット-ラムジェット複合サイクルエンジン模型を設計した。ロケット-ラムジェット複合サイクルエンジンはエジェクタージェットモード、ラムジェットモード、スクラムジェットモ...

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Material Type: 文書・図像類
Title: Design of sub-scale rocket-ramjet combined cycle engine model
Author/Editor: 苅田, 丈士
富岡, 定毅
植田, 修一
谷, 香一郎
Kanda, Takeshi
Tomioka, Sadatake
Ueda, Shuichi
Tani, Koichiro
Author Heading: 苅田, 丈士
富岡, 定毅
植田, 修一
谷, 香一郎
Kanda, Takeshi
Tomioka, Sadatake
Ueda, Shuichi
Tani, Koichiro
Publication, Distribution, etc.: 宇宙航空研究開発機構
Publication Date: 2007-02-28
Publication Date (W3CDTF): 2007-02-28
Alternative Title: ロケット-ラムジェット複合サイクルエンジン・サブスケールモデルの設計
Periodical title: 宇宙航空研究開発機構研究開発報告 = JAXA Research and Development Report
No. or year of volume/issue: JAXA-RR-06-009E
Volume: JAXA-RR-06-009E
ISSN (Periodical Title): ISSN : 1349-1113
Text Language Code: eng
Subject Heading: ロケットベース複合サイクルエンジン
エンジン設計
ロケット-ラムジェット複合サイクルエンジン
壁圧
マッハ数
圧力分布
ハイブリッド推進
燃焼室
ダクト
イジェクタージェットモード
ラムジェットモード
スクラムジェットモード
ロケットモード
rocket-based combined-cycle engine
engine design
rocket-ramjet combined-cycle engine
wall pressure
Mach number
pressure distribution
hybrid propulsion
combustion chamber
duct
ejector-jet mode
ramjet mode
scramjet mode
rocket mode
Target Audience: 一般
Note (General): ラムジェットエンジン試験設備において地上静止大気条件、マッハ4飛行条件、マッハ6飛行条件およびマッハ8飛行条件で実験するサブスケールロケット-ラムジェット複合サイクルエンジン模型を設計した。ロケット-ラムジェット複合サイクルエンジンはエジェクタージェットモード、ラムジェットモード、スクラムジェットモードおよびロケットモードで作動する。エンジン模型は内部にふたつの水素／酸素ロケットを有している。下流平行部には、2次燃焼用の燃料噴射器がある。エンジンのそれぞれの構成要素は、実験的に検討され、必要な物理モデルを構築した。エンジン模型の長さは3mであり、入口部で高さ0.2m、幅0.22mである。ロケット燃焼器圧力は3MPaであり、このときの地上静止状態での設計正味推力は4kNである。
A sub-scale rocket-ramjet combined cycle engine model was designed and will be tested at the Ramjet Engine Test Facility under sea-level static, Mach 4, 6 and 8 flight conditions. The engine operates in the ejector-jet, ramjet, scramjet and rocket modes and this model has two H2-O2 rockets in the duct. Fuel injectors for secondary combustion have been installed in the downstream straight duct section. Each component of the engine was examined experimentally and physical models were constructed. The engine model is 3 m long, 0.2 m high with a width of 0.22 m at the inlet entrance. The pressure level in the rocket chamber is 3 MPa, and net thrust is 4 kN under the sea-level static, design condition.
資料番号: AA0063219000
レポート番号: JAXA-RR-06-009E
Access Restrictions: 限定公開
Periodical Title (NCID): AA1192675X
https://ci.nii.ac.jp/ncid/AA1192675X
Data Provider (Database): 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）
https://irdb.nii.ac.jp
Original Data Provider (Database): 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