Combustion characteristics of LOX-hydrogen with high mixture ratio, 1
| Autor: | Sakamoto, Hiroshi, Sasaki, Masaki, Takahashi, Mamoru, Sato, Kazuo, Tamura, Hiroshi |
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| Jazyk: | japonština |
| Rok vydání: | 1995 |
| Předmět: |
液体ロケットエンジン
熱伝達特性 特性速度効率 mixture ratio dependence 液体ロケット燃料 combustion pressure dependence discharge coefficient liquid rocket engine 1次元解析モデル straight fuel annulus characteristic velocity efficiency liquid rocket fuel liquid oxygen/hydrogen combustor テーパ付き流路 燃焼圧分布 dual mixture ratio 噴射器 one dimensional analytical model 混合比依存性 injector tapered fuel annulus heat transfer characteristic combustion pressure distribution 流出係数 ストレート流路 燃焼効率 デュアル混合比 液体酸素／水素燃焼器 combustion efficiency 燃焼圧依存性 |
| Zdroj: | 航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory. 1278:1-15 |
| ISSN: | 0389-4010 |
| Popis: | 単段式宇宙往還機(SSTO)に用いるデュアル混合比液体酸素(LOX)-水素エンジンを提案した。このエンジンは、離陸時には高混合比で作動させてブースタモードで高い密度比推力を得、高空では低い混合比で作動させて高い比推力を得る。SSTOのペイロードをかなり増加させるために、このエンジンのSSTOへの応用が期待される。ここでは、デュアル混合比LOX-水素燃焼器の燃焼特性と熱伝達特性を調べた。3つの同軸型噴射器(従来のストレート燃料アニュラーを用いたひとつの配置と角度燃料アニュラーを用いた2つの配置)を用いて実験を行った。単一要素燃焼器を用いて4.5MPaの燃焼室圧力および4.6-17の混合比でデータを得た。燃焼室の軸方向の圧力分布データを直接使用する簡単化直接法により1次元定常状態方程式を解き、これにより燃焼試験結果を解析した。この解析により、各インゼクタのLOX噴射の蒸発に必要な距離を得た。角度燃料アニュラーは燃焼性能を改善する場合に有効であることを示した。各インゼクタに対して観測した熱伝達特性も、ここで提案した簡単化モデルにより説明した。 A dual mixture ratio LOX-hydrogen engine is proposed for application to the Single-Stage-To-Orbit vehicles (SSTO). The engine operates at a high mixture ratio, providing a high thrust-to-weight ratio in the booster mode; at a low mixture ratio, it provides a high specific impulse in the high altitude operation. The application of this engine to the SSTO is expected to remarkably increase the payload of the vehicle. The present study investigated the combustion and heat transfer characteristics of dual mixture ratio LOX-hydrogen combustors. Experiments were conducted with three coaxial injectors: one configuration with a conventional straight fuel annulus and two configurations with an angular fuel annulus. The data were obtained at a chamber pressure of 4.5 MPa and an oxidant to fuel ratio from 4.6 to 17 with single-element combustors. The combustion test results were analyzed by using a 'simplified direct' method which directly uses pressure distribution data along the chamber axis to solve one-dimensional steady-state equations. By using the analysis, the distances required to vaporize the LOX spray for each injector were obtained. It was shown that the angular fuel annulus is effective in improving the combustion performance. Some of the heat transfer characteristics observed for each injector were also explained by the proposed simplified model. 資料番号: AA0000013000 レポート番号: NAL TR-1278 |
| Databáze: | OpenAIRE |
| Externí odkaz: |
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