著者

只野 真 佐藤 政裕 日下 和夫 佐藤 正喜 熊川 彰長 長谷川 恵一 高橋 秀明 今野 彰 青木 宏 名村 栄次郎 Tadano Makoto Sato Masahiro Kusaka Kazuo Sato Masaki Kumakawa Akinaga Hasegawa Keiichi Takahashi Hideaki Konno Akira Aoki Hiroshi Namura Eijiro

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory (ISSN:13474588)

巻号頁・発行日

vol.1464, 2003-06

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近い将来の再使用型ロケットエンジンの性能向上の一案として、伸展ノズルやデュアルベルノズルが有望であると考えられている。そこで、これらのノズルの基本特性を把握するために、4種のノズル(標準ベルノズル、伸展途中の過渡状態を模擬したステップノズル、デュアルベルノズルおよび可動伸展ノズル)を用いて、高空燃焼試験を実施した。試験で計測したノズル性能、圧力分布および熱伝達率などのデータをCFD解析の結果と比較検討した。その結果、デュアルベルノズルの性能は標準ノズルやステップノズルよりも低く、現状のノズルコンターはさらに改善の余地があることが判明した。また、可動伸展ノズルの伸展時には、固定ノズルと伸展ノズル隙間からの燃焼ガスバックフローは認められず、ノズル壁面の熱伝達率は過渡的に約20%増加することが判明した。これらの現象はCFD解析結果とも一致し、CFD解析によってノズルのステップ流れやバックフローが予測できる目処を得た。

著者

福島 幸夫 中辻 弘幸 長尾 隆治 前村 孝志 長谷川 恵一

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.46, no.535, pp.453-457, 1998-08-05 (Released:2010-12-16)

被引用文献数

1 1

著者

木村 俊哉 高橋 政浩 若松 義男 長谷川 恵一 山西 伸宏 長田 敦

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構研究開発報告 (ISSN:13491113)

巻号頁・発行日

vol.4, pp.1-22, 2004-10

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ロケットエンジン動的シミュレータ(Rocket Engine Dynamic Simulator : REDS)とは、ロケットエンジンの始動、停止、不具合発生時等のエンジンシステム全体の過渡特性を、コンピュータを使って模擬し評価する能力を持った計算ツールである。REDS では、ロケットエンジンの配管系を有限個の配管要素の連結(管路系)としてモデル化し、この管路系に対しボリューム・ジャンクション法と呼ばれる手法を用いて質量、運動量、エネルギーの保存方程式を時間発展的に解くことによって管路内(エンジン内)における、燃料、酸化剤、燃焼ガスの流動を計算する。ターボポンプ、バルブ、オリフィス等の流体機器はボリューム要素やジャンクション要素にそれらの対応する作動特性を持たせることで動作を模擬する。燃料や酸化剤の物性については、ロケットエンジンの特殊な作動範囲に適応するよう別途外部で開発された物性計算コード(GASP 等)を利用するが、そのためのインターフェースを備える。燃焼ガスの物性計算については、熱・化学平衡を仮定した物性計算を行い、未燃混合ガスから燃焼状態、燃焼状態から未燃混合状態への移行計算も行う。ターボポンプの運動は、ポンプやタービンの特性を考慮したポンプ動力項、タービン動力項を加速項とする運動方程式を流れの方程式と連立して時間発展的に解くことによって求める。未予冷区間においては、配管要素と流体との間の熱交換を、熱伝導方程式を解くことによって求め、再生冷却ジャケットにおいては、燃焼ガスから壁、壁から冷却剤への熱伝達を考慮する。燃焼室、ノズル内においては、燃焼ガス流れの分布から熱流束の分布を考慮する。今回のバージョンでは、2 段燃焼サイクルを採用した我が国の主力ロケットLE-7A 及びLE-7 の始動、停止過程時における動特性を模擬することを目的にエンジンモデルを構築し、実機エンジン燃焼試験の結果と比較することでシミュレータの検証を行った。但し、ボリューム要素の組み合わせは任意であり、エキスパンダーサイクルなどの新しいエンジンシステムに対しても適用が容易に出来る。計算の高速化のために2CPU 以上用いた並列処理への対応を行い、ネットワークで接続した複数のPC(PC クラスタ)を用いた並列計算も可能である。

著者

長谷川 恵一 安藤 清 北出 正司 坂本 光正 福島 幸夫 沖田 耕一

出版者

一般社団法人日本機械学会

雑誌

日本機械学会論文集. A編 (ISSN:03875008)

巻号頁・発行日

vol.61, no.588, pp.1713-1718, 1995-08-25

参考文献数

8

被引用文献数

2

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The LE-7 rocket engine main injector has undergone a few occurrences of welded joint structural failure because it is subjected to high thermal stress during the engine start and stop sequence. The low-cycle fatigue test and high-strain fatigue test which were conducted as part of failure analysis revealed that the welded joint has a considerably shorter fatigue life than expected. To improve the ductility and toughness of the welded joint, high-temperature-solution heat treatment was applied after welding. The low-cycle fatigue life of a welded joint subjected to this solution heat treatment became three times longer than that without it. A design criterion was established for low-cycle fatigue life estimation, and the life requirement was found to be satisfied.

著者

木村 俊哉 高橋 政浩 若松 義男 長谷川 恵一 山西 伸宏 長田 敦 Kimura Toshiya Takahashi Masahiro Wakamatsu Yoshio Hasegawa Keiichi Yamanishi Nobuhiro Osada Atsushi

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構研究開発報告 = JAXA Research and Development Report (ISSN:13491113)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-RR-04-010, 2004-10-25

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ロケットエンジン動的シミュレータ(Rocket Engine Dynamic Simulator: REDS)とは、ロケットエンジンの始動、停止、不具合発生時などのエンジンシステム全体の過渡特性を、コンピュータを使って模擬し評価する能力を持った計算ツールである。REDSでは、ロケットエンジンの配管系を有限個の配管要素の連結(管路系)としてモデル化し、この管路系に対しボリューム・ジャンクション法と呼ばれる手法を用いて質量、運動量、エネルギーの保存方程式を時間発展的に解くことによって管路内(エンジン内)における、燃料、酸化剤、燃焼ガスの流動を計算する。ターボポンプ、バルブ、オリフィスなどの流体機器はボリューム要素やジャンクション要素にそれらの対応する作動特性を持たせることで動作を模擬する。燃料や酸化剤の物性については、ロケットエンジンの特殊な作動範囲に適応するよう別途外部で開発された物性計算コード(GASPなど)を利用するが、そのためのインターフェースを備える。燃焼ガスの物性計算については、熱・化学平衡を仮定した物性計算を行い、未燃混合ガスから燃焼状態、燃焼状態から未燃混合状態への移行計算も行う。ターボポンプの運動は、ポンプやタービンの特性を考慮したポンプ動力項、タービン動力項を加速項とする運動方程式を流れの方程式と連立して時間発展的に解くことによって求める。未予冷区間においては、配管要素と流体との間の熱交換を、熱伝導方程式を解くことによって求め、再生冷却ジャケットにおいては、燃焼ガスから壁、壁から冷却剤への熱伝達を考慮する。燃焼室、ノズル内においては、燃焼ガス流れの分布から熱流束の分布を考慮する。今回のバージョンでは、2段燃焼サイクルを採用した日本国の主力ロケットLE-7AおよびLE-7の始動、停止過程時における動特性を模擬することを目的にエンジンモデルを構築し、実機エンジン燃焼試験の結果と比較することでシミュレータの検証を行った。ただし、ボリューム要素の組み合わせは任意であり、エキスパンダーサイクルなどの新しいエンジンシステムに対しても適用が容易に出来る。計算の高速化のために2CPU以上用いた並列処理への対応を行い、ネットワークで接続した複数のPC(PCクラスタ)を用いた並列計算も可能である。

著者

長谷川 恵一 熊川 彰長 日下 和夫 佐藤 政裕 只野 真 今野 彰 青木 宏 名村 栄次郎 渥美 正博

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.2, pp.25-34, 2003 (Released:2003-12-06)

参考文献数

10

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近い将来の再使用型ロケットエンジンの性能向上の一案として,伸展ノズルやデュアルベルノズルが有望であると考えられている.そこで,これらのノズルの基本特性を把握するために,4種のノズル(標準ノズル,伸展途中の過渡状態を模擬したステップノズル,デュアルベルノズルおよび可動伸展ノズル)を用いて,高空性能燃焼試験を実施した.試験で計測したノズル性能,圧力分布および熱伝達率等のデータをCFD解析結果と比較検討した.その結果,デュアルベルノズルの性能は標準ノズルやステップノズルよりも低く,現状のノズルコンターはさらに改良の余地があることが判明した.また,可動伸展ノズルの伸展時には,固定ノズルと伸展ノズル隙間からの燃焼ガスの逆流は認められず,ノズル壁面の熱伝達率は過渡的に約20%増加することが判明した.これらの現象はCFD解析結果とも一致し,CFD解析によってノズルのステップ流れや逆流が予測できる目処を得た.

著者

長谷川 恵一

出版者

早稲田大学産業経営研究所

雑誌

産業経営 (ISSN:02864428)

巻号頁・発行日

no.17, pp.p81-113, 1991