Feasibility of Rocket Engine Propellant Supply Electric Pump
| Autor: | Shimagaki, Mitsuru, Nagao, Naoki, Kawasaki, Satoshi, Kimura, Toshiya, Hashimoto, Tomoyuki, Takada, Satoshi, Tomita, Takeo, Ikeda, Hayato, Tanio, Yuki, Barada, Toshimitsu, Matake, Kozo, Watanabe, Hiroyoshi, Honda, Shuichiro |
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| Jazyk: | japonština |
| Rok vydání: | 2019 |
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| Zdroj: | 宇宙航空研究開発機構研究開発資料 = JAXA Research and Development Memorandum. :1-6 |
| ISSN: | 2433-2224 |
| Popis: | 電動ポンプに基づく推進剤供給システムのロケットエンジンは、エキスパンダーサイクルシステムと同様に単純化される。電動ポンプによるエンジンシステムでは、燃焼器以外にモータ、バッテリー、インバータが発熱源となる。特に電磁気的な損失で発熱源となるモータは、冷却剤として推進剤またはヘリウムを用いることが想定される。モータの冷却により昇温された推進剤は、ポンプに戻すか、または排液される。そのためこの過程では、ポンプ効率に影響を及ぼす。本報告では、冷却に関わる観点で電動ポンプシステムの成立性を評価するための概念と構築した基本モデルについて述べる。 The rocket engine of the propellant supply system based on the electric pump is simplified as with the expander cycle system. In the engine system using the electric pump, in addition to the combustor, the motor, the battery, and the inverter are the heat sources. In particular, it is assumed that a motor, which becomes a heat source by electromagnetic loss, uses a propellant or helium as a coolant. The propellant that has been heated by the cooling of the motor is returned to the pump or discharged. This process affects pump efficiency. In this report, we describe concepts for evaluating the feasibility of the electric pump system from the viewpoint of cooling and the basic model constructed. 形態: カラー図版あり Physical characteristics: Original contains color illustrations 資料番号: AA1830028000 レポート番号: JAXA-RM-18-014 |
| Databáze: | OpenAIRE |
| Externí odkaz: |
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