噴射器の流量係数について

スポンサーリンク

概要

• 論文の詳細を見る

• Flow coefficient of injector elements having almost the same dimension with the injectors used for the test firing of full scale liquid hydrogen-oxygen rocket engines was studied. In these flow tests, water is used in place of liquid oxygen and the flow coefficient is derived from Bernoulli's equation. However, the value obtained by this procedure is not an universal constant and affected considerably by the experimental conditions. So that, in the liquid flow system, pressure difference at the injector DPOi was normalized by the down-stream pressure PC and the non-dimensional ratio of DPOi/PC was introduced as an useful parameter to describe the change of the flow coefficient reflecting the flow experimental conditions. In the gaseous flow, Fanno's equation was applied to derive the flow coefficient and the experimental results was described as the function of Mach number. In the liquid flow, the flow coefficient Cd shows a maximum at the low ratio DPOi/PC and the variation of Cd against DPOi/PC near the maximum was characterized by the injector designes. The other remarkable point of the liquid flow is indicated by the abrupt change induced by the cavitating flow. Therefore, it is important to carry out the flow test at the high down-stream pressure and to keep appropriate DPOi/PC value to presume the actual flow observed in the engine firing. In the gaseous flow system, the flow coefficient Cf is obtained as the function of Mach number M, and Cf starts from the low value and reaches to the constant high value as the increase of M. The coefficient Cf to be observed in the engine firing is able to estimate from the flow tests carried out at the ordinary ambient pressure using room temperature guseous nitrogen in place of cold hydrogen gas so far as the matching of M is realized in both cases. That is, there is no substantial change with the variation of fluid temperature in the range from 100 to 300 K. The possibility of the interference between the simultaneous flows of oxidant and fuel, in other words, the acceleration or deceleration of flow by the flow of the another component is denied within the flow conditions encountered in the firing tests of full scale engines.

• 宇宙航空研究開発機構の論文

著者

• 倉谷 健治

  宇宙科学研究所

• 橋本 保成

  宇宙科研

関連論文

• M-3C TVC装置について
• 燃焼反応に伴う環境汚染物質の挙動研究分科会報告
• M-3S のロケット・モータ
• 10 トン溝構造燃焼器用噴射器面多孔質板の試作研究
• 液水/液酸エンジン用固体推進薬点火器
• 液水/液酸 10 トン溝構造燃焼器の試作と燃焼実験
• 液水/液酸7トン管構造燃焼器の試作と燃焼実験
• 液水/液酸エンジンタービンスピナの開発
• ターボポンプの開発
• 液水/液酸エンジンの開発
• 液水/液酸ステージの開発
• 液水/液酸ターボポンプ用ガスジェネレーターの開発研究
• 高温における空気の平衡組成と輸送係数
• 宇宙科学研究所における液水/液酸エンジンの基礎開発研究
• 我が国初の液体水素/液体酸素ロケットの開発--文部省宇宙科学研究所
• 液水/液酸ターボポンプの実験 I. ポンプ
• 液体水素ロケットエンジンに関する基礎実験研究(観測ロケット基礎開発研究特集号)
• 空気中での板状破片の落下運動について
• 小型コールドガスジェットの特性について
• ノズル主流がない場合のLITVCの横推力特性
• モデルロケットの内圧測定による残留推力の予想
• 液水/液酸ロケットエンジン試験における圧力計測
• 地上燃焼実験における温度測定 : 主としてMロケットについて
• 煤前駆体の生成シミュレーション
• 化学衝撃波管による高温反応 : I.メタン, アセチレン-窒素系よりの HCN 生成
• 噴射器の流量係数について
• 液位計測
• 燃焼器噴射器面の発汗冷却熱計算
• 理論性能計算
• M-3Hのロケット・モータ
• フーリエ変換赤外分光法による発光スペクトルの研究
• 低濃度化学種の分析装置 : 分子線質量分析計
• M-3Cのロケットモータ
• 懸垂式減重量模擬状態における運動出力の測定
• 衝撃波速度の測定と高速データ収録系の製作
• T-バーナの解析法について
• 燃焼反応に関する速度定数について
• ロケットエンジンおよびSO装置

もっと見る 閉じる

スポンサーリンク