タイトル(掲載誌)航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory
一般注記スクラムジェットエンジンのインレットやストラット前縁部を模擬した冷却構造パネルの加熱試験および解析を行なった。円弧型の前縁部を持つニッケル電鋳製の冷却パネルを超音速の高温ガス流中で加熱した。ガス発生器として、NTO(4酸化2窒素)/MMH(モノメチルヒドラジン)を酸化剤および燃料とする矩形燃焼器を使用した。ガス発生器出口の一様流マッハ数は約2.67である。冷却材として水を使用し、冷却水温の上昇から熱流束分布を測定した。2次元のCFD(計算流体力学)コードおよび有限要素法コードによる解析を行ない、実験結果と比較した。
Heating tests and analysis of a cooling panel that simulates the leading edge of the scramjet engine inlet or strut were performed using crossflow type water-cooled panel with a circular leading edge. The cooling panel was fabricated by nickel electroforming and heated by supersonic hot gas. An NTO (Nitrogen TetraOxide) and MMH (MonoMethyl Hydrazine) rectangular chamber was used as the gas generator. The free stream Mach number at the nozzle exit was about 2.67. Water was used as the coolant and heat flux distribution was measured based on the temperature increase. Thermal analysis were performed using a two-dimensional CFD (Computational Fluid Dynamics) code and a finite element code. The results of the analysis were compared with the experimental data.
資料番号: AA0004202000
レポート番号: NAL TR-1187T
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連携機関・データベース国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース(IRDB)(機関リポジトリ)
提供元機関・データベース宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ