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J-GLOBAL ID：201802281306333544   整理番号：18A0851835

高Mach数スクラムジェットの性能-トンネル対飛行【JST・京大機械翻訳】

Performance of high mach number scramjets - Tunnel vs flight

著者 (4件)： Landsberg Will O. (Centre for Hypersonics, The University of Queensland, Australia) ,  Wheatley Vincent (Centre for Hypersonics, The University of Queensland, Australia) ,  Smart Michael K. (Centre for Hypersonics, The University of Queensland, Australia) ,  Veeraragavan Ananthanarayanan (Centre for Hypersonics, The University of Queensland, Australia)
資料名： Acta Astronautica  (Acta Astronautica)
巻： 146  ページ： 103-110  発行年： 2018年 
JST資料番号： B0035B  ISSN： 0094-5765  資料種別： 逐次刊行物 (A)
記事区分： 原著論文  発行国： オランダ (NLD)  言語： 英語 (EN)

抄録/ポイント： 典型的に地上の衝撃施設を通して解析されるが,スクラムジェットは,飛行中に著しい暖房負荷を経験し,エンジン壁温度を上げ,標準実験室条件を超えてそれらを冷却するために燃料を使用する。したがって,本研究では,これらの両条件において,アクセス-スペーススクラムジェットの性能を数値的に比較した。3次元および化学反応レイノルズ平均Navier-Stokes解により,Mach12のRentangle-to-Ellipical Shape-Transpingスクラムジェット流経路を調べた。飛行操作は800Kと1800Kの入口と燃焼器壁を通してそれぞれモデル化され,一方,燃料は1000Kの停滞温度で入口と燃焼器に基づくステーションの両方に噴射される。室温壁と燃料は,モデル衝撃トンネル条件である。混合と燃焼性能は,飛行条件が急速な混合を促進するが,高い燃焼器温度は反応経路の完了を阻害し,反応物解離は化学熱放出を16%低減することを示した。しかし,飛行中の加熱壁は28%少ないエネルギーが壁により吸収された。入口燃料噴射は燃焼器噴射燃料のロバスト燃焼を促進するが,飛行中の入口における早期着火は,これらの噴射装置がさらに下流に移動されるべきであることを示唆している。熱放出と壁への損失における反作用差と結合して,飛行のための最適エンジン設計は,トンネルにおいて最良の性能を与えるそれとかなり異なる可能性がある。Copyright 2018 Elsevier B.V., Amsterdam. All rights reserved. Translated from English into Japanese by JST.【JST・京大機械翻訳】

シソーラス用語： *スクラムジェット ,  *飛翔 ,  噴射 ,  化学反応 ,  *Mach数 ,  ロバスト性 ,  反応経路 ,  高速度 ,  熱放射 ,  衝撃 ,  燃焼器 ,  モデリング ,  三次元 ,  燃料噴射
準シソーラス用語： 反応物 , 【Automatic Indexing@JST】

著者キーワード (5件)： スクラムジェット ,  Mach12 ,  アクセスから空間へ ,  衝撃風洞 ,  飛行実験

分類 (1件)： ガスタービン  (PB02040Y)

タイトルに関連する用語 (4件)： Mach数 ,  スクラムジェット ,  トンネル ,  飛行