酸素-メタン・燃料リッチプリバーナの燃焼特性

Material type: 文書・図像類

Author: 小野, 文衛ほか

Publisher: 航空宇宙技術研究所

Publication date: 1991-09

Material Format: Digital

Capacity, size, etc.: -

NDC: -

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Note (General)：: 酸素-チタンを推進剤とする燃料リッチプリバーナの燃焼特性を調べることを目的として,サブスケール燃焼器を用いた燃焼試験を行った。同軸型噴射器を有する三種類のプリバーナを製作して燃焼試験に供した。推進剤としては液体酸素と常温の気体メタンを用いた。燃焼試験は燃焼圧力6.7～11.9MPa,混合比0.16～...

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Material Type: 文書・図像類
Title: 酸素-メタン・燃料リッチプリバーナの燃焼特性
Author/Editor: 小野, 文衛
田村, 洋
坂本, 博
佐々木, 正樹
ONO, Fumiei
TAMURA, Hiroshi
SAKAMOTO, Hiroshi
SASAKI, Masaki
Author Heading: 小野, 文衛
田村, 洋
坂本, 博
佐々木, 正樹
ONO, Fumiei
TAMURA, Hiroshi
SAKAMOTO, Hiroshi
SASAKI, Masaki
Publication, Distribution, etc.: 航空宇宙技術研究所
Publication Date: 1991-09
Publication Date (W3CDTF): 1991-09
Alternative Title: Combustion Characteristics of the LO2/GCH4 Fuel-Rich Preburners for Staged Combustion Cycle Rocket Engines
Periodical title: 航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-1124
No. or year of volume/issue: 1124
Volume: 1124
Pages: 27-
ISSN (Periodical Title): ISSN : 0389-4010
Text Language Code: jpn
Subject Heading: liquid rocket; LOX/methane; preburners; gas generators; fuel rich combustion; combustion efficiency
Target Audience: 一般
Note (General): 酸素-チタンを推進剤とする燃料リッチプリバーナの燃焼特性を調べることを目的として,サブスケール燃焼器を用いた燃焼試験を行った。同軸型噴射器を有する三種類のプリバーナを製作して燃焼試験に供した。推進剤としては液体酸素と常温の気体メタンを用いた。燃焼試験は燃焼圧力6.7～11.9MPa,混合比0.16～0.42の範囲で行った。本報告では,燃焼ガス温度(Tc),特性速度(C)および煤の付着等に関する実験結果について述べた。実験値と理論値との比較から求まるTc効率およびC効率は,主として混合比と燃焼圧力によって支配されていることが分かった。混合比に燃焼圧力の効果を含めたパラメータ(修正混合比)を導入する事により,これらの効率が統一的に整理できる事を示した。すべての試験条件において,プリバーナの排気流は無色透明であった。燃焼室の内壁面には若干の煤の付着が見られたが,主噴射器シミュレータに装着したオリフィスには煤の付着が全く無かった。酸素-メタンプリバーナの着火には,酸素-水素プリバーナの場合よりも更に高い温度のトーチガスが必要であった。
The combustion characteristics of LO2/GCH4 fuel-rich preburners were experimentally studied using subscale hardware. Three types of preburners with coaxial type propellant injection elements were designed and fabricated, and were used for hot-fire testing. Liquid oxygen was used as oxidizer, and gaseous methane at room temperature was used as fuel. The tests were conducted at chamber pressures ranging from 6.7 to 11.9 Mpa, and oxidizer to fuel ratios ranged form 0.16 to 0.42. The test results, which include combustion gas temperature (Tc), characteristic velocity (C*)and soot adhesion data, are presented. The Tc efficiency and the C* efficiency were found to be a function of oxidizer to fuel ratio and chamber pressure. These efficiencies are correlated by an empirical correlation parameter which accounts for the effects of oxidizer to fuel ratio and chamber pressure. The exhaust plumes were colorless and transparent under all tests conditions. There was some soot adhesion to the chamber wall, but no soot adhesion was observed on the main injector simulator orifices. Higher temperature igniter gas was required to ignite the main propellants of the preburner compared with that of the LO2/GH2 propellants combination.
資料番号: NALTR1124000
レポート番号: NAL TR-1124
Source: https://jaxa.repo.nii.ac.jp/?action=repository_action_common_download&item_id=45383&item_no=1&attribute_id=31&file_no=1
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/?action=repository_action_common_download&item_id=45383&item_no=1&attribute_id=31&file_no=1
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