大型極超音速風洞におけるRCS干渉試験環境の構築

• Material Type: 文書・図像類
• Title: 大型極超音速風洞におけるRCS干渉試験環境の構築
• Author/Editor: 永井, 伸治; 津田, 尚一; 小山, 忠勇; 平林, 則明; 関根, 英夫; 榊原, 盛三; Nagai, Shinji; Tsuda, Shoichi; Koyama, Tadao; Hirabayashi, Noriaki; Sekine, Hideo; Sakakibara, Seizo
• Author Heading: 永井, 伸治; 津田, 尚一; 小山, 忠勇; 平林, 則明; 関根, 英夫; 榊原, 盛三; Nagai, Shinji; Tsuda, Shoichi; Koyama, Tadao; Hirabayashi, Noriaki; Sekine, Hideo; Sakakibara, Seizo
• Publication, Distribution, etc.: 航空宇宙技術研究所
• Publication Date: 1998-06
• Publication Date (W3CDTF): 1998-06
• Alternative Title: Apparatus construction for RCS interference testing in large hypersonic wind tunnel
• Periodical title: 航空宇宙技術研究所資料 = Technical Memorandum of National Aerospace Laboratory
• No. or year of volume/issue: 734
• Volume: 734
• Pages: 1-17
• ISSN (Periodical Title): ISSN : 0452-2982
• Text Language Code: jpn
• Subject Heading: 極超音速風洞; 姿勢制御; ガスジェット空力干渉; RCS; 反応制御系; RCS干渉試験; 風洞試験; ジェットガス供給装置; ノズル推力測定; 推力測定装置; ロードセル校正; スペースシャトル; hypersonic wind tunnel; attitude control; gas jet aerodynamic interference; reaction control system; RCS interference testing; wind tunnel testing; jet gas supply; nozzle thrust measurement; thrust measurement system; road cell calibration; space shuttle
• Target Audience: 一般
• Note (General): RCS(反応制御系)ジェット干渉現象の実験的研究のために、大型極超音速風洞における試験環境の整備を行った。4種のガスを混合し、様々な圧力と温度で供給するジェットガス混合供給装置の設計製作を行った。60秒の通風時間内で、模型の迎角変化に追随した最大4段階の圧力段階を持つ、安定したガス供給能力が得られた。また模型用ノズルの検定を行うため、ロードセルによる推力測定装置を設計製作した。ジェット総圧と推力が比例することから、配管干渉を抑えた設計による装置性能を確認した。理論値と測定値の比較からノズルの圧力損失を見積り、最も重要なパラメータである圧力比の精密化を図った。; Two apparatuses were designed and constructed for experimental investigation of RCS (Reaction Control System) jet simulation in the NAL large hypersonic wind tunnel. The first one is a gas supply capable of mixing four kinds of gas and to alter total temperature. Four pressure steps were successfully obtained by changing the angle of attack of the model in 60 second. The second one is a nozzle thrust test stand with a load cell. The measured thrusts were proportional to the jet total pressures owing to the interference free piping design. Compared to the theoretical thrust, total pressure loss through the scaled nozzle was found to be up to 5 percent. The accuracy of the most important jet parameter, pressure ratio, was successfully increased.; 資料番号: AA0001660000; レポート番号: NAL TM-734
• Source: https://jaxa.repo.nii.ac.jp/?action=repository_action_common_download&item_id=40300&item_no=1&attribute_id=31&file_no=1
• Access Restrictions: 限定公開
• 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