Effect of airframe configuration on condition of airflow to engine in hypersonic flow

Material type: 文書・図像類

Author: 苅田, 丈士ほか

Publisher: 宇宙航空研究開発機構

Publication date: 2007-12-28

Material Format: Digital

Capacity, size, etc.: -

NDC: -

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Note (General)：: 極超音速気流中において機体形状がエンジンに流入する気流に及ぼす影響について実験により検討を行なった。3種類のスペースプレーンの機体模型を、1.27mマッハ10風洞と0.1mマッハ6.7風洞で実験した。3種の機体模型の前縁幅を点状、機体の半分、そして機体と同じ幅とした。ピトー圧をエンジン入口位置で測定...

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Material Type: 文書・図像類
Title: Effect of airframe configuration on condition of airflow to engine in hypersonic flow
Author/Editor: 苅田, 丈士
加藤, 周徳
小寺, 正敏
工藤, 賢司
村上, 淳郎
泉川, 宗男
渡辺, 修一
Kanda, Takeshi
Kato, Kanenori
Kodera, Masatoshi
Kudo, Kenji
Murakami, Atsuo
Izumikawa, Muneo
Watanabe, Shuichi
Author Heading: 苅田, 丈士
加藤, 周徳
小寺, 正敏
工藤, 賢司
村上, 淳郎
泉川, 宗男
渡辺, 修一
Kanda, Takeshi
Kato, Kanenori
Kodera, Masatoshi
Kudo, Kenji
Murakami, Atsuo
Izumikawa, Muneo
Watanabe, Shuichi
Publication, Distribution, etc.: 宇宙航空研究開発機構
Publication Date: 2007-12-28
Publication Date (W3CDTF): 2007-12-28
Alternative Title: 極超音速気流中において機体形状がエンジンに流入する気流に及ぼす影響について
Periodical title: 宇宙航空研究開発機構研究開発報告 = JAXA Research and Development Report
No. or year of volume/issue: JAXA-RR-07-007E
Volume: JAXA-RR-07-007E
ISSN (Periodical Title): ISSN : 1349-1113
Text Language Code: eng
Subject Heading: 極超音速流
スペースプレーン
機体
風洞試験
極超音速風洞
風洞模型
マッハ数
空気取入口
航空機エンジン
圧力分布
衝撃波干渉
前縁
hypersonic flow
aerospace plane
airframe
wind tunnel test
hypersonic wind tunnel
wind tunnel model
Mach number
air intake
aircraft engine
pressure distribution
shock wave interaction
leading edge
Target Audience: 一般
Note (General): 極超音速気流中において機体形状がエンジンに流入する気流に及ぼす影響について実験により検討を行なった。3種類のスペースプレーンの機体模型を、1.27mマッハ10風洞と0.1mマッハ6.7風洞で実験した。3種の機体模型の前縁幅を点状、機体の半分、そして機体と同じ幅とした。ピトー圧をエンジン入口位置で測定した。機体前縁幅が最大の模型で、エンジンに流入する気流の一様性は最大となった。エンジンに流入する気流流量も、機体前縁幅が最大の模型で最大となった。この流量特性はエンジン高さが高いほど顕著となった。揚力抗力比は機体前縁幅が長い模型で大きくなること、層流境界層と衝撃波との干渉の影響は流れを横断する方向へは広がらないことも明らかとなった。
The effect of the airframe configuration on the condition of the airflow to an engine was investigated experimentally in a hypersonic flow. Three kinds of forebody models of an aerospace plane were tested in the 1.27-m Mach 9.7 wind tunnel and in the 0.1-m Mach 6.7 pilot-wind tunnel. The leading edge of each model had a different width, that is, a pointed configuration, half of the body width, and the same width as the body. Pitot pressure was measured at the location of the engine entrance. The uniformity of the airflow to an engine was greatest in the model with the longest width at its leading edge. The airflow rate to the engine was large with large width of the leading edge of the airframe. This feature became significant in an engine with large height at the entrance. It was also made clear that the ratio of lift to drag was large in the model with a long leading edge, and that the influence of the shock wave-laminar boundary layer interaction did not spread laterally.
資料番号: AA0063730000
レポート番号: JAXA-RR-07-007E
Access Restrictions: 限定公開
Periodical Title (NCID): AA1192675X
https://ci.nii.ac.jp/ncid/AA1192675X
Data Provider (Database): 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）
https://irdb.nii.ac.jp
Original Data Provider (Database): 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