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Autor:
Kuroda, Yukio, Sato, Masahiro, Tadano, Makoto, Moriya, Shinichi, Kusaka, Kazuo, Kumagai, Tatsuo, Moro, Akio, Taguchi, Hideyuki, Kawamata, Yoshihiro, Miki, Yoichiro
Publikováno v:
航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory. 1327:1-18
将来の宇宙往還機用軌道制御システムの実現には、既存の2液式エンジンより高性能で耐久性を有する再使用型エンジンの実用化が不可欠である。この要求に応えるため、エンジンの高性
Autor:
Kuroda, Yukio, Tadano, Makoto, Sato, Masahiro, Kusaka, Kazuo, Moro, Akio, Aoki, Yoshio, Miki, Yoichiro
Publikováno v:
航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory. 1294:1-27
将来の宇宙往還機に対応する再使用型高性能2液式エンジンの要求に応える為、金属とセラミックスの異種材料の組成を変化させた材料を1部に用いた燃焼器を製作し、エンジンの高性能
Publikováno v:
Journal of Propulsion and Power. 10(5):618-624
Eleventh International Symposium on Air Breathing Engines (September 20-24, 1993.), Tokyo, Japan
資料番号: AC1000115000
レポート番号: ISABE 93-7036
資料番号: AC1000115000
レポート番号: ISABE 93-7036
Publikováno v:
航空宇宙技術研究所資料 = Technical Memorandum of National Aerospace Laboratory. 659:1-10
液体酸素・炭化水素燃料に金属を添加したロケット推進薬の理論性能計算を1次元化学平衡流の手法を用いて行った。炭化水素には密度ρ=851kg/立方メートルの石油系炭化水素燃料RJ-1Jを用
Publikováno v:
航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory. 1427
近い将来における宇宙輸送系システムの再使用化のため、姿勢制御用(RCS)スラスタにおいても軽量、高耐久性且つ高性能化が課題となる。我々はこの課題達成のため、燃焼室材料に従来
Publikováno v:
Proceedings of SPIE; Nov2000 Part 2, Issue 1, p370-377, 8p
Publikováno v:
航空宇宙技術研究所資料 = Technical Memorandum of National Aerospace Laboratory. 621:36
現在,「熱応力緩和のための傾斜機能材料開発の基盤技術に関する研究」が科学技術振興調整費によって進められている。この研究を効率的に推進するためにはデータベースが不可欠であ
Autor:
MIYAJIMA, Hiroshi, MORO, Akio, KUSAKA, Kazuo, NAKAHASHI, Kazuhiro, KURODA, Yukio, KUMAGAI, Tatsuo, KISARA, Katsuto, KAMATA, Makoto, SATO, Masahiro, ABE, Noboru, KATSUTA, Hideaki
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航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-662. 662:26
The performance of a thrust chamber with a nozzle whose nominal expansion area ratio was 140:1 was evaluated under environmental pressure of 8 to 13 torr. The nominal vacuum thrust of the chamber was 400kgf at a chamber pressure of 35.5kg/cm2, abs. M
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航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-634. 634:11
This paper is concerned with an investigation of numerical methods for the inviscid flow calculation of a high-expansion rocket nozzle. A method of characteristics and a space-marching shock capturing finite-difference method are compared for the cal
Autor:
KISARA, Katsuto, MIYAJIMA, Hiroshi, ABE, Noboru, SATO, Masahiro, KAMATA, Makoto, SUDO, Takayuki, MORO, Akio, TORII, Yoshihiro
Publikováno v:
航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-732. 732:22
The LE-5 engine, which will be installed in the second stage of Japan’s next launch vehicle, requires tank head ignition of the main thrust chamber and allows a small pressure budget to the igniter. Vacuum ignition tests of the original igniter rev