ジェットドローン用ターボファンエンジンの３DCADによる３次元設計図です。
ロケットエンジン用ターボ式両吸込み遠心ポンプ羽根と耐キャビインデューサー設計の途中図です。
ロケットエンジンターボポンプの耐キャビテーション性能設計検討です。
インデューサー：吸込比速度限界 3000~7500, ソリディティー 1~5
ソリディティーS = 翼型展開長さ/(翼型直径円周長さ/翼枚数)
翼型断面における入口出口転向角はほぼ無いか非常に小さい
遠心ポンプ：吸込比速度限界 1000~1500, ブレード展開角120度以上
ターボポンプ適切比速度Ns 150~450程度 Ns=N*Q^(1/2)/dH^(3/4);
ここでポンプ回転数N(rpm), 設計流量Q(m^3/min), ヘッド上昇dH(m)
翼枚数 長翼８枚以上、中間翼の検討、衝突の無い翼３次元入口角分布
吸込比速度Nss=N*Q^(1/2)/NPSH^(3/4)である。
ここで有効吸込みヘッドNPSH(単位m)は、
NPSH=(ポンプ入口全圧Po – 飽和蒸気圧Pv)/(密度ρ*重力加速度g);
ヘッドdHが2%減少するNPSHは限界(要求)吸込みヘッドNPSHcと呼ぶ。
NPSH>=NPSHcとしてキャビテーション発生をなるべく防ぐ。
ヘッド上昇dHと要求吸込みヘッドNPSHcは、回転数N^2とインペラ出口半径r^2に比例する。
よって比例係数をσ(トーマキャビテーション係数)とすると、NPSHc=σ*dH である。
以上より、トーマキャビテーション係数σ= NPSHc/dH
=(ポンプ比速度Ns/吸込み比速度Nss)^(4/3) として計算出来る。
2段ロケットの特性として、構造係数・2段目最終到達速度・有効排気速度・最適ペイロード比の関係をまとめてみました。
液体ロケットエンジンの液体酸素ターボポンプ両吸込みインペラの3次元設計をSolidWorksを使って進めている途中図です。
着陸機に載った火星ヘリコプターの構想図です。
3DCAD Inventor にて表示しています。
二重反転型プロペラの下部にモーターとバッテリーの箱があります。
密度の小さい大気中で揚力を得るためにブレードスパン方向への翼弦長分布が、かなり大きくなっています。
