| Item type |
テクニカルレポート / Technical Report(1) |
| 公開日 |
2015-03-26 |
| タイトル |
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タイトル |
極超音速飛行試験用小型水素燃料逆流アニュラ燃焼器の開発と試験 |
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言語 |
jpn |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
逆流アニュラ燃焼器 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
燃焼器 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
噴射器 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
点火装置 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
極超音速飛行 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
ターボジェットエンジン |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
燃焼 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
温度測定 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
温度分布 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
動径方向噴射予混合器 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
出口温度 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
圧力損失 |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
reverse flow annular combustor |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
combustion chamber |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
injector |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
igniter |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
hypersonic flight |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
turbojet engine |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
combustion |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
temperature measurement |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
temperature distribution |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
radial-injection pre-mixer |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
exit temperature |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
pressure loss |
| 資源タイプ |
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資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_18gh |
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資源タイプ |
technical report |
| その他のタイトル（英） |
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その他のタイトル |
Development and tests in a small hydrogen-fueled reverse-flow annular combustor for hypersonic flight experiment |
| 著者 |
岡井, 敬一
下平, 一雄
黒澤, 要治
田口, 秀之
佐藤, 哲也
本郷, 素行
Okai, Keiichi
Shimodaira, Kazuo
Kurosawa, Yoji
Taguchi, Hideyuki
Sato, Tetsuya
Hongo, Motoyuki
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| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 航空プログラムグループ |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 宇宙科学研究本部 技術開発部 |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Aerospace Technology |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Aerospace Technology |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Aerospace Technology |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency Aviation Program Group |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Aerospace Technology |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency Space Technology Development Dept., Institute of Space and Astronautical Science |
| 出版者 |
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出版者 |
宇宙航空研究開発機構 |
| 出版者（英） |
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出版者 |
Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
| 書誌情報 |
宇宙航空研究開発機構研究開発資料
en : JAXA Research and Development Memorandum
巻 JAXA-RM-05-011,
発行日 2006-03-31
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| 抄録 |
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内容記述タイプ |
Abstract |
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内容記述 |
本稿は、現在宇宙航空研究開発機構において開発が行われており、地上から飛行マッハ数6条件に至るまでの試験が計画されている小型極超音速ターボエンジンに搭載される、小型水素燃料逆流アニュラ燃焼器の開発および試験結果について述べたものである。小型試験模型としてのサイズの制約から、ガスタービン燃焼器として逆流アニュラ燃焼器方式を選定した。混合と燃焼を規定の流路・条件で満足させるために、動径方向噴射予混合器を採用した。本燃焼器の製作における設計の過程を略述し、試験を行った結果について広範に説明した。燃焼試験は、地上静止条件から、飛行マッハ数マッハ6に至るまでの条件で行った。試験の結果、燃焼器出口温度、圧力損失などの基本的な特性が、全ての試験条件で仕様の範囲内であることが確認された。今回導入した、動径方向噴射予混合器によって、気体水素を燃料とする条件の下で小型の燃焼器においても規定の性能を満足することが確認された。 |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
This paper describes the development and test results of a small hydrogen-fueled reverse-flow annular combustor for a scaled pre-cooled turbojet engine. The Japan Aerospace Exploration Agency is encouraging the development of this turbojet engine, and a practical demonstration will be made under both ground and in-flight conditions up to Mach 6. Due to the limited size of the entire engine, a small reverse-flow annular combustor has been adopted for this demonstration. The particular type of pre-mixer that we use is important for achieving favorable degree of mixing and combustion. In the paper, the procedure used to arrive at the present design is briefly described, and the results of the combustion test are reported in detail. The combustion test was performed under a wide range of conditions: from sea level static conditions to in-flight conditions up to Mach 6. The test result shows that the overall combustion characteristics, such as exit temperature profile and pressure loss, are within the allowable limits under all test conditions. It was shown that the restrictions arising from the geometry in a flyable small gas-turbine engine were overcome in the composition of gaseous fuels with the introduction of the radial-injection pre-mixer configuration. |
| ISSN |
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収録物識別子タイプ |
ISSN |
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収録物識別子 |
1349-1121 |
| 書誌レコードID |
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収録物識別子タイプ |
NCID |
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収録物識別子 |
AA11983593 |
| 資料番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
資料番号: AA0049796000 |
| レポート番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
レポート番号: JAXA-RM-05-011 |
49796000.pdf (6.4 MB)
