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  1. 学術雑誌論文
  2. 5 技術(工学)

推力1500N級酸化剤流旋回型ハイブリッドロケットエンジン用LOX気化ノズルの評価燃焼実験

http://hdl.handle.net/10228/00008466
http://hdl.handle.net/10228/00008466
0c4a8e2a-fb95-42a4-a557-49401a7579f7
名前 / ファイル ライセンス アクション
stj.6.47.pdf stj.6.47.pdf (157.4 kB)
Item type 学術雑誌論文 = Journal Article(1)
公開日 2021-09-15
資源タイプ
資源タイプ識別子 http://purl.org/coar/resource_type/c_6501
資源タイプ journal article
タイトル
タイトル 推力1500N級酸化剤流旋回型ハイブリッドロケットエンジン用LOX気化ノズルの評価燃焼実験
言語 ja
その他のタイトル
その他のタイトル Combustion Experiment to Evaluate a LOX Vaporization Nozzle for a Swirling-Oxidizer-Flow-Type Hybrid Rocket Engine with a 1500N-Thrust
言語 en
言語
言語 jpn
著者 北川, 幸樹

× 北川, 幸樹

WEKO 23865
e-Rad 10575476
Scopus著者ID 41261644300
九工大研究者情報 100001324

en Kitagawa, Koki

ja 北川, 幸樹

ja-Kana キタガワ, コウキ


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桜沢, 俊明

× 桜沢, 俊明

WEKO 31330

ja 桜沢, 俊明

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湯浅, 三郎

× 湯浅, 三郎

WEKO 31331

ja 湯浅, 三郎

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抄録
内容記述タイプ Abstract
内容記述 The authors have proposed a LOX vaporization nozzle for swirling-oxidizer-flow-type hybrid rocket engines to increase engine performance. In this study, we developed the LOX vaporization nozzle for this type of a hybrid rocket engine with a 1500N-thrust. Vaporization experiments, using a LOX supply system for the nozzle to be independent of a GOX supply system for the engine, were conducted. The test runs at little oxygen mass flow rates and low combustion pressures at the design point showed that LOX could be vaporized safely through the nozzle. It was confirmed that the design of the LOX vaporization nozzle was proper. Vaporization and burning experiments using vaporized O2 through the LOX vaporization nozzle showed that reliable and rapid ignition and stable combustion without combustion oscillation were achieved. The LOX vaporization nozzle increased the engine performance of the swirling-oxidizer- flow-type hybrid rocket engine. / 液体酸素(LOX)を用いた酸化剤流旋回型ハイブリッドロケットエンジンでは,インジェクターより上流でLOXを気化する必要がある.筆者らは,LOXを気化する方法の一つとして,再生冷却方式のLOX気化ノズルを提案している.本研究では,推力1500N用のLOX気化ノズルを設計製作し,設計値より低い酸素流量と燃焼室圧条件において独立気化方式と再生冷却方式による気化燃焼実験を行った.独立気化方式の気化実験によって,LOXの気化とノズルの安全性が確認され,数値計算によるLOX気化ノズルの設計が適切であることが分かった.再生冷却方式の気化燃焼実験では,確実な着火と安定した燃焼が得られ,LOX気化ノズルを用いた酸化剤流旋回型ハイブリッドロケットエンジンの自立燃焼に成功した.また,LOXを気化させることで,LOXに直接旋回を与える場合より燃料後退速度やC*効率を向上できた.
書誌情報 宇宙技術

巻 6, p. 47-54, 発行日 2007-10-18
出版社
出版者 日本航空宇宙学会
DOI
関連タイプ isIdenticalTo
識別子タイプ DOI
関連識別子 https://doi.org/10.2322/stj.6.47
NAID
関連タイプ isIdenticalTo
識別子タイプ NAID
関連識別子 130000151109
日本十進分類法
主題Scheme NDC
主題 538
ISSN
収録物識別子タイプ PISSN
収録物識別子 1347-3832
著作権関連情報
権利情報 Copyright (c) 2007 日本航空宇宙学会
キーワード
主題Scheme Other
主題 Hybrid Rocket
キーワード
主題Scheme Other
主題 LOX
キーワード
主題Scheme Other
主題 PMMA
キーワード
主題Scheme Other
主題 Swirling Flow
キーワード
主題Scheme Other
主題 Vaporization
キーワード
主題Scheme Other
主題 Regenerative Cooling
キーワード
主題Scheme Other
主題 ハイブリッドロケット
キーワード
主題Scheme Other
主題 液体酸素
キーワード
主題Scheme Other
主題 アクリル
キーワード
主題Scheme Other
主題 旋回流
キーワード
主題Scheme Other
主題 気化
キーワード
主題Scheme Other
主題 再生冷却
出版タイプ
出版タイプ VoR
出版タイプResource http://purl.org/coar/version/c_970fb48d4fbd8a85
査読の有無
値 yes
研究者情報
URL https://hyokadb02.jimu.kyutech.ac.jp/html/100001324_ja.html
論文ID(連携)
値 10380612
連携ID
値 9276
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Ver.1 2023-05-15 13:15:54.098373
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