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J-GLOBAL ID：200902213465482040   整理番号：09A0280252

液体ロケットエンジンアブレータ燃焼室の設計手法の研究

Study for Validation of a Liquid Rocket Engine Ablative Chamber

著者 (3件)： 杵淵紀世志 (宇宙航空研究開発機構) ,  紙田徹 (宇宙航空研究開発機構) ,  平井研一 (IHIエアロスペース)
資料名： 航空原動機・宇宙推進講演会講演論文集(CD-ROM)  (Proceedings of Asia Joint Conference on Propultion and Power (CD-ROM))
巻： 49th  ページ： A35  発行年： 2009年 
JST資料番号： Z0894B  資料種別： 会議録 (C)
記事区分： 短報  発行国： 日本 (JPN)  言語： 日本語 (JA)

抄録/ポイント： 液体ロケットエンジン(RE)燃焼室へのアブレータ材の適用は高信頼性と低コスト両立の可能性を秘めるが,実績の多くは固体REで液体REでの実績は少ない。本報では液体REへの適用を目指すアブレータ燃焼室の設計手法につき,主に熱設計的視点から概説した。先ずアブレーション解析モデルを構築し,解析の際必要となるアブレータの諸データ(物性値や反応特性,反応開始温度など)を実験的に求めた。解析ツールの検証にはレーザ加熱試験の結果(内部温度分布,加熱後の反応層分布など)と比較した。またフルサイズのエンジン試験結果と比較して適用性を確認した。

シソーラス用語： アブレーション材料 ,  アブレーション冷却 ,  耐熱材料 ,  *液体ロケットエンジン ,  *燃焼室 ,  熱応答 ,  *熱設計 ,  熱分解 ,  耐熱構造 ,  熱防御 ,  *内燃機関 ,  *熱機関

分類 (2件)： ロケットエンジン  (PB02050J) ,  燃焼一般  (XE04010W)

タイトルに関連する用語 (5件)： 液体ロケットエンジン ,  アブレータ ,  燃焼 ,  設計手法 ,  研究