Through combustion tests, an applicability of the nozzleless rocket motor was scrutinized to an elucidation of oscinatory combustion characteristics of propellants in a low - frequency range. The proposed method, based on a parametric study in comparison between the theoretical predictions and the experinental results, supplied reasonable respponse functions in some extents. However, it was also shown that the response function obtained was not consistent with the combustion conditions. The pressure - coupled response functions were successfully determined thtough a growth rate measurement of the oscillation with the L* - burner technique. The validity of the method was ascertained in nozzleless rocket motor.
ノズルレスロケットモータの燃焼実験を行い, このモータが推進薬固有の圧力変動に対する低周波振動特性解析に適用可能かを調べた｡ 理論的応答関数を前提として導出した振動開始理論予見値と実験結果を比較し, パラメータを決定する手法はある程度妥当な応答関数や燃焼特性量を与え有効であることがわかった｡ しかしながら, 得られた応答関数が実験条件によって一貫していないことも明らかになった｡ 発生する振動の時間増幅率から直接応答関数を求めるL*バーナ法はノズルレスロケットモータにおいても有効であることがわかった。