| Item type |
紀要論文 / Departmental Bulletin Paper(1) |
| 公開日 |
2015-03-26 |
| タイトル |
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タイトル |
超音速燃焼風洞(<特集>衝撃工学特集号) |
| 言語 |
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言語 |
jpn |
| 資源タイプ |
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資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_6501 |
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資源タイプ |
departmental bulletin paper |
| その他のタイトル（英） |
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その他のタイトル |
Design and Operation of the Supersonic Combustion Wind Tunnel |
| 著者 |
吉田, 亮
辻, 廣
YOSHIDA, Akira
TSUJI, Hiroshi
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| 著者所属 |
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東京大学宇宙航空研究所 |
| 著者所属 |
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東京大学宇宙航空研究所 |
| 著者所属（英） |
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en |
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the Institute of Space and Aeronautical Science University of Tokyo |
| 著者所属（英） |
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en |
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the Institute of Space and Aeronautical Science University of Tokyo |
| 出版者 |
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出版者 |
東京大学宇宙航空研究所 |
| 書誌情報 |
東京大学宇宙航空研究所報告
巻 13,
号 1_C,
p. 487-515,
発行日 1977-03
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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 |
超音速燃焼の実験を行うことを目的とした,超音速燃焼風洞を設計製作し,その性能試験を行った.この風洞は高温の超音速気流を得る手段として,余剰酸素を含む燃焼生成ガスを用いる方法を採用している.都市ガスを燃料として用い,当量比を0.3～0.5に変えることにより得られた.総温紡1000°K～1700 °K の燃焼生成ガスは超音速ノズルで加速され,高温の超音速気流になる.使用する空気および都市ガスの最大流量はそれぞれ1600Nm^3/hで,約5.7kg/cm^2absの圧力のもとでこれらを燃焼させることにより,大気圧の測定部においてはマッハ数1.81,最高静温約1000°Kの超音速気流が得られる.なお本報告では超音速燃焼風洞の設計法,および構成要素それぞれの構造や作動特性がまとめて記述されており,風洞の性能試験結果について検討が行われている.その結果,本風洞はほぼ設計通りの性能を持つことが明らかになり,本風洞を用いて超音速燃焼の実験が可能であることが催かめられた.また本報告の最後には,超音速燃焼の実験に必要な実験装置および測定装置についても簡単に記述されている. |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
To perform realistic experiments of combustion in scramjet engine, the supersonic combustion wind tunnel was designed and constructed. A super-sonic flow having high energy level was obtained by using a city gas-air combustion gas with excess oxygen (vitiated airstream) as the test medium. The stagnation temperature of the vitiated airstream is adjustable between 1000°K and 1700°K by variation of the mixture ratio. Maximum flow rates of air and city gas are 1600 Nm^3/h and 160 Nm^3/h, respectively, and the Mach number in the test section is 1.81. Design considerations of the supersonic combustion wind tunnel and each component are described including the detailed structure and operation process. Also the flat plate model to be installed in the test section and the measurement system designed for this tunnel are briefly mentioned. The test results of the super-sonic combustion wind tunnel are discussed and the performance is found to be almost satisfactory. |
| 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 |
0563-8100 |
| 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 |
AN00161914 |
| 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: SA0124706000 |
SA0124706.pdf (2.9 MB)
