小型超音速実験機(ジェット実験機)第2次形状インテークの空力設計と単体空力特性取得風洞試験

• Material Type: 文書・図像類
• Title: 小型超音速実験機(ジェット実験機)第2次形状インテークの空力設計と単体空力特性取得風洞試験
• Author/Editor: 村上, 哲; 渡辺, 安; 藤原, 仁志; Murakami, Akira; Watanabe, Yasushi; Fujiwara, Hitoshi
• Author Heading: 村上, 哲; 渡辺, 安; 藤原, 仁志; Murakami, Akira; Watanabe, Yasushi; Fujiwara, Hitoshi
• Publication, Distribution, etc.: 航空宇宙技術研究所
• Publication Date: 2003-06
• Publication Date (W3CDTF): 2003-06
• Alternative Title: Aerodynamic design and wind tunnel tests of 2nd configuration air-intake for jet-powered supersonic experimental airplane
• 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: 774
• Volume: 774
• ISSN (Periodical Title): ISSN : 1347-460X
• Text Language Code: jpn
• Subject Heading: 空力特性; 風洞試験; 超音速航空機; 超音速インテーク; 空力設計; CFD; マッハ数; aerodynamic characteristic; wind tunnel test; supersonic aircraft; supersonic air intake; aerodynamic design; Mach number
• Target Audience: 一般
• Note (General): 航空宇宙技術研究所が開発を進めているジェットエンジンを搭載した小型超音速実験機(ジェット実験機)には、マッハ2までの飛行速度で作動する2次元外部圧縮型可変形状超音速インテークを搭載する予定としている。ジェット実験機の推進システム性能予測およびインテーク可変制御開発に必要なインテーク空力特性を取得するために、ジェット実験機第2次形状超音速インテーク(C313形状)の19.2％縮尺模型を用いた単体空力特性取得試験を航空宇宙技術研究所の遷音速風洞および超音速風洞においてマッハ0.6〜2.1の範囲で実施した。ジェット実験機の推進システム性能予測およびインテーク可変制御開発に必要なインテーク空力特性データを取得するとともに、風洞試験で得られた空力特性がCFD解析により事前に予測した特性と概ね一致し、設計目標を満足した。また、マッハ1.3以上においては低流量側でバズが発生し、特にマッハ1.8以上の高マッハ域においてはFerri型不安定によるバズ発生のためインテークの安定作動余裕が小さいことが判明したが、適切な超音速ランプ可変制御および抽気制御によりインテークの安定作動域を改善できる。さらに抽気プレナム圧力比は本試験条件の範囲においては第2ランプ角や抽気条件による影響は小さく、インテークの作動状態を適切に示すパラメタとなることを確認した。インテーク入口部における横流れの影響については横流れ偏角4度までの範囲において、試験を行った何れのマッハ数においても大きな空力性能の劣化は見られず、良好な特性を示した。; The Jet-Powered Supersonic Experimental Airplane (NEXST-2) being developed by the National Aerospace Laboratory (NAL) will have a high-speed propulsion system with two-dimensional external compression air-intake with variable ramps. This report describes the aerodynamic design of the NEXST-2 second configuration air-intake (C313 air-intake) and its wind tunnel test results. The C313 air-intake was designed at a Mach number of 2.0, using both a 1D empirical estimation method and 3D CFD analysis. The main objective of the wind tunnel tests was to obtain the aerodynamic characteristics required to estimate the performance of the propulsion system, and develop the air-intake control system. The wind tunnel tests were performed in Mach numbers ranging from 0.6 to 2.1 at the 2 m x 2 m Transonic Wind Tunnel and 1 m x 1 m Supersonic Wind Tunnel at NAL. The wind tunnel model is a 19.2 percent scale isolated C313 air-intake model. The aerodynamic characteristics obtained in the wind tunnel tests are in reasonable agreement with those predicted by the CFD analysis used for the aerodynamic design, so aerodynamic performance such as pressure recovery and distortion at the engine face met the design target. At higher Mach numbers (Mo greater than 1.8) however, buzz initiated by Ferri-instability was observed at a relatively high mass flow ratio in subcritical conditions. Consequently the stable margin in subcritical operations was smaller at higher Mach numbers. The test results also indicated that the state of air-intake flow could be appropriately correlated with the pressure ratio in the bleed plenum chamber to the freestream total pressure, used for the air-intake control. Side-wash upstream of the air-intake did not affect the aerodynamic performance at side-wash angles of less than 4 degrees.; 資料番号: AA0047394000; レポート番号: NAL TM-774
• Source: https://jaxa.repo.nii.ac.jp/?action=repository_action_common_download&item_id=42987&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