@techreport{oai:jaxa.repo.nii.ac.jp:00040611,
 author = {黒澤, 要治 and 山本, 武 and 斉藤, 隆 and 田丸, 卓 and Kurosawa, Yoji and Yamamoto, Takeshi and Saito, Takashi and Tamaru, Suguru},
 month = {May},
 note = {航空宇宙技術研究所では、宇宙往還機用エアブリージングエンジンに用いるラムジェットエンジン用燃焼器(以降、ラム燃焼器)の基礎研究を進めている。その研究の一環として、水素燃料内部冷却形ブラフボディ保炎器について、矩形ダクト内での燃焼試験を行った。空気の流れに対し燃料を斜め前方に噴き出すタイプ(以下G4と呼ぶ)と、下流側へ平行に噴き出すタイプ(以下G5と呼ぶ)の2種類を用いた。これらについて、火炎観察、および燃料と空気の混合を調べるためのガス分析を行った。その結果、G4については、混合はよいが条件により火炎が不安定になり吹き消える可能性があること、複数のブラフボディ保炎器を配置した時に、火炎か隣接する保炎器に到達するため、耐久性上の問題がおきることが分かった。一方、G5は火炎が広がりにくいが、ラム燃焼器に要求される作動条件範囲内では、十分に保炎が可能あることが分かった。, Basic studies of a ramjet engine combustor for the space plane were conducted at the National Aerospace Laboratory. This paper reports the results of experiments with hydrogen-fuel-cooled flameholders. Fuel cooling of the flameholders is necessary because the temperature of the incoming air is extremely high during high Mach number flight. Two kinds of fuel injection were tested for the flameholder; crosswise and flow-directional fuel injection. Visual observation and gas analysis of the flame showed that the former type of fuel injection made the flame unstable and caused blow-off when the combustor inlet velocity was increased to 80 m/s, possibly causing damage to the other flameholders. Flow-directional fuel injection demonstrated satisfactory performance over the required range of operation, albeit with narrow flame area., 資料番号: AA0001975000, レポート番号: NAL TR-1384},
 title = {ラムジェットエンジン燃焼器用燃料内部冷却形保炎器の特性},
 year = {1999}
}