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J-GLOBAL ID：202002245725286025   整理番号：20A0871905

旋回噴射端燃焼ハイブリッドロケットエンジンの燃料後退挙動

Fuel regression behavior of swirling-injection end-burning hybrid rocket engine

著者 (3件)： SAKURAI Takashi (Department of Aeronautics and Astronautics, Tokyo Metropolitan University) ,  OISHIGE Yuya (Graduate School of Aeronautics and Astronautics, Tokyo Metropolitan University) ,  SAITO Kazuyuki (Graduate School of Aeronautics and Astronautics, Tokyo Metropolitan University)
資料名： Journal of Fluid Science and Technology (Web)  (Journal of Fluid Science and Technology (Web))
巻： 14  号： 3  ページ： JFST0025(J-STAGE)  発行年： 2019年 
JST資料番号： U0022A  ISSN： 1880-5558  資料種別： 逐次刊行物 (A)
記事区分： 原著論文  発行国： 日本 (JPN)  言語： 英語 (EN)

抄録/ポイント： 燃焼実験を行い,パラフィンワックス/ガス状酸素推薬を用いた旋回噴射端燃焼ハイブリッドロケットエンジンにおける燃料後退挙動をより良く理解した。酸化剤質量流量,粒径,および酸化剤注入器と粒子端表面間の距離は,後退速度に影響を及ぼす変数パラメータであった。エンジンは約5mm/sと高い全体的な軸方向回帰率を達成したが,不安定燃焼はパラフィンワックスの低融点により燃焼時間の増加と共に生じた。また,直径90mmの燃料粒子は,鋳造粒の初期の浅い亀裂によって引き起こされた不安定な燃焼をもたらした。局所後退速度の半径方向分布は放射位置に依存性を示し,2つの峰を持っていた。渦流れ室における端部表面の熱伝達の類似性から,全体の軸方向後退速度の制御パラメータを導き出した。このパラメータは酸化剤インジェクタ出口と燃料粒子端面の間の距離に依存するので,一定のO/F燃焼を達成するために,いくつかの種類のアクチュエータを用いることにより,結晶粒端面を保持することが必要である。(翻訳著者抄録)

シソーラス用語： *ロケットエンジン ,  燃料 ,  パラフィンワックス ,  質量流量 ,  粒径 ,  *不安定燃焼 ,  融点 ,  熱伝達 ,  酸化剤 ,  比率 ,  アクチュエータ
準シソーラス用語： *ハイブリッドロケットエンジン ,  酸素ガス ,  後退速度 ,  酸化剤対燃料比

著者キーワード (4件)： 旋回注入 ,  エンドバーニング ,  燃料の回帰率 ,  ハイブリッドロケットエンジン

分類 (2件)： ロケットエンジン  (PB02050J) ,  燃焼装置一般  (PA03010V)

引用文献 (18件)：

• Batterson, J.W., Majdalani, J., Sidewall Boundary Layers of the Bidirectional Vortex, Journal of Propulsion and Power, Vol.26, No.1 (2010), pp.102-112, https://doi.org/10.2514/1.40442.
• Beer, J.M., and Chigier, N.A., “Swirling Flows,” Combustion Aerodynamics, Applied Science Publishers, London, 1972, pp.100-146.
• Chiaverini, M.J., Review of Solid-Fuel Regression Rate Behavior in Classical and Nonclassical Hybrid Rocket Motors., Ch. 2 of Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion, Ed. Chiaverini, M.J. and Kuo, K.K., AIAA Progress in Astronautics and Aeronautics Vol. 218 (2007), pp.101-105.
• Haag, G., Sweeting, M., Richardson, G., An Alternative Geometry Hybrid Rocket for Spacecraft Orbit Transfer Manoeuvers, 51^st International Astronautical Congress (2000), IAF Paper 00-W.2.07.
• Hayashi, D., Sakurai, T., A Fundamental Study of An End-Burning Swirling-Flow Hybrid Rocket Engine Using Low Melting Temperature Fuels, 51st AIAA Joint Propulsion Conference (2015), AIAA 2015-4138.

タイトルに関連する用語 (7件)： 旋回 ,  噴射 ,  燃焼 ,  ハイブリッドロケットエンジン ,  燃料 ,  後退 ,  挙動