著者

笠原 次郎 松岡 健 川崎 央 後藤 啓介 横尾 颯也 ブヤコフ バレンティン 松尾 亜紀子 船木 一幸 中田 大将 内海 政春 羽生 宏人 竹内 伸介 山田 和彦 北川 幸樹 戸部 裕史 岩崎 祥大 和田 明哲 Kasahara Jiro Matsuoka Ken Kawasaki Akira Goto Keisuke Yokoo Ryuya Buyakofu Valentin Matsuo Akiko Funaki Ikkoh Nakata Daisuke Uchiumi Masaharu Habu Hiroto Takeuchi Shinsuke Yamada Kazuhiko Kitagawa Koki Tobe Hirobumi Iwasaki Akihiro Wada Asato

出版者

宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)

雑誌

観測ロケットシンポジウム2019 講演集 = Proceedings of Sounding Rocket Symposium 2019

巻号頁・発行日

2019-08

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第2回観測ロケットシンポジウム(2019年8月5日-6日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県

著者

金崎 雅博 千葉 一永 北川 幸樹 嶋田 徹

出版者

進化計算学会

雑誌

進化計算学会論文誌 (ISSN:21857385)

巻号頁・発行日

vol.6, no.3, pp.137-145, 2015 (Released:2015-12-18)

参考文献数

19

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With the multi-combustion technology, the combustion in a hybrid rocket engine (HRE) can be temporarily stopped via oxidizer throttling. In this paper, two types of HREs, one with multi-combustion technology and the other without, are compared to investigate the effects of multi-combustion on the flight performance of launch vehicles (LVs). Non-dominated Sorting Genetic Algorithm-II (NSGA-II) which was a multi-objective evolutionary algorithm (MOEA) was applied to solve the design problems using real-number coding and the Pareto ranking method. To investigate the effects of the multi-combustion on flight performance of LV with HRE, three design problems were considered. The first case was the maximization of the flight altitude and the minimization of the gross weight. The second case was the minimization of the maximum acceleration and the minimization of the gross weight. The final case was the maximization of the flight downrange and the minimization of the gross weight. Many non-dominated solutions were obtained by NSGA-II, and a trade-off was observed between the two objective functions in each case. MOEA results were visualized using a parallel coordinate plot. According to the exploration result, it was found that the multi-combustion of HRE was effective to reduce the maximum acceleration. Such ability could be expected to reduce the shock load to payloads carried by the LV with HRE.

著者

北川 幸樹 桜沢 俊明 湯浅 三郎

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.6, pp.47-54, 2007 (Released:2007-10-18)

参考文献数

12

被引用文献数

2 2

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液体酸素(LOX)を用いた酸化剤流旋回型ハイブリッドロケットエンジンでは,インジェクターより上流でLOXを気化する必要がある.筆者らは,LOXを気化する方法の一つとして,再生冷却方式のLOX気化ノズルを提案している.本研究では,推力1500N用のLOX気化ノズルを設計製作し,設計値より低い酸素流量と燃焼室圧条件において独立気化方式と再生冷却方式による気化燃焼実験を行った.独立気化方式の気化実験によって,LOXの気化とノズルの安全性が確認され,数値計算によるLOX気化ノズルの設計が適切であることが分かった.再生冷却方式の気化燃焼実験では,確実な着火と安定した燃焼が得られ,LOX気化ノズルを用いた酸化剤流旋回型ハイブリッドロケットエンジンの自立燃焼に成功した.また,LOXを気化させることで,LOXに直接旋回を与える場合より燃料後退速度やC*効率を向上できた.

著者

笠原 次郎 松岡 健 川崎 央 後藤 啓介 横尾 颯也 ブヤコフ バレンティン 松尾 亜紀子 船木 一幸 中田 大将 内海 政春 羽生 宏人 竹内 伸介 山田 和彦 北川 幸樹 戸部 裕史 岩崎 祥大 和田 明哲 Kasahara Jiro Matsuoka Ken Kawasaki Akira Goto Keisuke Yokoo Ryuya Buyakofu Valentin Matsuo Akiko Funaki Ikkoh Nakata Daisuke Uchiumi Masaharu Habu Hiroto Takeuchi Shinsuke Yamada Kazuhiko Kitagawa Koki Tobe Hirobumi Iwasaki Akihiro Wada Asato

出版者

宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)

雑誌

観測ロケットシンポジウム2019 講演集 = Proceedings of Sounding Rocket Symposium 2019

巻号頁・発行日

2019-08

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第2回観測ロケットシンポジウム(2019年8月5日-6日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県著者人数: 17名設計製造協力: NETS, 山本機械設計資料番号: SA6000142024レポート番号: Ⅷ-1