AM05-19-004 LOX/GH_2ロケットエンジン燃焼器の数値シミュレーション(燃焼・反応流のモデリングと制御1,一般講演)
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概要
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Numerical simulation of liquid oxygen/gaseous hydrogen rocket engine combustor is conducted to investigate the flame structure under supercritical pressure. A preliminary result by an axisymmetric numerical simulation with detailed chemistry is shown for a single shear coaxial injector element which follows the experiment by Mayer and Tamura. A real gas effect under supercritical pressure is accounted for by van der Waals equation of state. A fine mesh system with minimum mesh spacing of 5μm is employed to resolve a thin reaction layer under high pressure environment. A brief and short-term (for 0.2msec) analysis on the obtained result is presented.
- 日本流体力学会の論文
- 2005-09-05
著者
-
小川 哲
宇宙航空研究開発機構
-
新城 淳史
宇宙航空研究開発機構
-
松山 新吾
宇宙航空研究開発機構
-
松山 新吾
ISTA, JAXA
-
新城 淳史
ISTA, JAXA
-
溝渕 泰寛
ISTA, JAXA
-
小川 哲
ISTA, JAXA
-
溝渕 泰寛
航空宇宙技術研究所cfd技術開発センター
-
溝渕 泰寛
宇宙航空研究開発機構 研究開発本部
-
新城 淳史
宇宙航空研究開発機構 研究開発本部
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