ロケット-ラム複合燃焼器の実験

• Material Type: 文書・図像類
• Title: ロケット-ラム複合燃焼器の実験
• Author/Editor: 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
• Author Heading: 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
• Publication, Distribution, etc.: 航空宇宙技術研究所
• Publication Date: 1994-10
• Publication Date (W3CDTF): 1994-10
• Alternative Title: Experiment of rocket-ram combined combustor
• Periodical title: 航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory
• No. or year of volume/issue: 1249
• Volume: 1249
• Pages: 1-17
• ISSN (Periodical Title): ISSN : 0389-4010
• Text Language Code: jpn
• Subject Heading: 液体ロケット; ラムジェットエンジン; ロケットラム複合燃焼器; 推力; ダブルノズル型; シングルノズル型; 複合エンジン; 1次元流れ; 性能計算; 燃焼実験; 燃焼ガス流; 相互作用効果; 排気ノズル; liquid rocket; ramjet engine; rocket ram combined combustor; propulsion; double nozzle; single nozzle; combined engine; one dimensional flow; performance calculation; combustion experiment; combustion gas flow; interaction effects; exhaust nozzle
• Target Audience: 一般
• Note (General): 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。; 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.; 資料番号: AA0004256000; レポート番号: NAL TR-1249
• Access Restrictions: 限定公開
• 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