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한국전산유체공학회 한국전산유체공학회 학술대회논문집 한국전산유체공학회 학술대회논문집 2000년도 추계
발행연도
2000.10
수록면
54 - 59 (6page)

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A numerical study of axisymmetric rocket main nozzle flow has been accomplished. The CSCM upwind flux difference splitting method with an iterative time marching scheme having second order accuracy in time and space has been used to simulate unsteady flow characteristics in an axisyrnmetric rocket main nozzle. Though the pressure vary at nozzle inlet with the lapse of time, Mach No. and the density were not changed significantly compared with the temperature. Sprecific heat ratio r=1.134 predicted higher temperature at nozzle throat and exit and nondimensional thrust coefficients at exit than specific heat ratio r=1.4 did.

목차

Abstract

1. 서론

2. 수치해석방법

3. 결과 및 토의

4. 결론

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