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J-GLOBAL ID：201002230700492905   整理番号：10A1544508

静粛超音速研究機(S3TD)第3.5次形状インテークの空力性能取得超音速風洞試験

Supersonic Wind Tunnel Test for 3.5th Configuration Air Intake of Silent SuperSonic Technology Demonstrator S3TD

著者 (3件)： 上野篤史 (宇宙航空研究開発機構) ,  渡辺安 (宇宙航空研究開発機構) ,  赤塚純一 (宇宙航空研究開発機構)
資料名： 宇宙航空研究開発機構研究開発資料 JAXA-RM-  (JAXA-RM)
号： 10-008  ページ： 53P  発行年： 2010年07月15日 
JST資料番号： G0517B  ISSN： 1349-1121  資料種別： 逐次刊行物 (A)
記事区分： 原著論文  発行国： 日本 (JPN)  言語： 日本語 (JA)

抄録/ポイント： 宇宙航空研究開発機構では静粛超音速機技術の研究開発の一環として,静粛超音速研究機の基本設計相当の作業が実施された。その設計作業の一環として第3.5次形状インテークの設計を行った。本研究では第3.5次形状インテークを対象に超音速域の空力性能データベースを作成することを目的として超音速風洞試験を実施した。本インテークは胴体上面に配置されているため,超音速域では胴体上面に沿って発達する境界層とインテークランプでの衝撃波との干渉によりバズが発生する可能性がある。これを回避するためにはダイバータ高さを高くすれば良いが,これは抵抗の増加を招く。そこで,ダイバータ高さについて設計値をノミナルとし,これをゼロとしたダイバータレス形態についても風洞試験を行った。作成されたインテークの空力性能データベースに基づきエンジン作動とのマッチングを行い,静粛超音速研究機の基本設計において設定されたエンジンの運用範囲内でインテークが適切に作動することを確認した。ただし,高マッハ数,高姿勢角ではバズ発生領域はエンジン運用範囲に近接しており,今後注視する必要がある。なお,バズの抑制に対しては補助ドア・バイパスドアが有効であり,総圧回復率や空間ディストーションの改善には境界層抽気が有効であることがわかった。(著者抄録)

シソーラス用語： *空気取入口 ,  超音速風洞 ,  *風洞試験 ,  *性能 ,  *超音速機 ,  データベース ,  衝撃波 ,  空力干渉 ,  境界層 ,  *ダイバータ ,  *抽気 ,  *性質 ,  *音響発生 ,  *研究機
準シソーラス用語： *空力性能 ,  *静粛性

分類 (2件)： ガスタービン  (PB02040Y) ,  音響の励起・発生  (BB03020V)

引用文献 (6件)：

• 渡辺安,“静粛超音速研究機 (S3TD) 第3. 5次形状インテークの空力設計”, JAXA-RM-08-019(2009).
• 村上哲,“亜音速ディフューザの総圧損失の推算について”, JAXA-RM-04-002(2004).
• 渡辺安, 村上哲,“亜音速ディフューザの面積分布と中心線形状が空力性能に及ぼす影響”, 日本機械学会論文集 (B編), 70巻, 696号 (2004), pp. 1999-2004.
• 渡辺安, 赤塚純一, 村上哲, 本阿弥眞治,“多孔抽気を模擬するCFD用壁面境界条件モデル”, 日本航空宇宙学会論文集, 53巻, 623号 (2005), pp. 548-553.
• Gas Turbine Engine Inlet Flow Distortion Guidelines, SAE Aerospace Recommended Practice 1420 Revision B (2002).

タイトルに関連する用語 (5件)： 超音速 ,  研究 ,  空力性能 ,  超音速風洞 ,  試験