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会議発表論文 / Conference Paper(1) |
| 公開日 |
2015-03-26 |
| タイトル |
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タイトル |
膨張波管を用いた印加磁場による衝撃層拡大効果に関する実験的研究 |
| 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_5794 |
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資源タイプ |
conference paper |
| その他のタイトル（英） |
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その他のタイトル |
Expansion tube experiment on shock layer enhancement effect of the electromagnetic field |
| 著者 |
牧野, 仁
谷藤, 鉄也
和才, 克己
加藤, 優佳
大津, 広敬
水書, 稔治
山田, 和彦
安部, 隆士
Makino, Hitoshi
Tanifuji, Tetsuya
Wasai, Katsumi
Kato, Yuka
Otsu, Hirotaka
Mizukaki, Toshiharu
Yamada, Kazuhiko
Abe, Takashi
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| 著者所属 |
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東海大学 |
| 著者所属 |
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東京工業大学 |
| 著者所属 |
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東海大学 |
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静岡大学 |
| 著者所属 |
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静岡大学 |
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東海大学 |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 |
| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 |
| 著者所属（英） |
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en |
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Tokai University |
| 著者所属（英） |
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en |
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Tokyo Institute of Technology |
| 著者所属（英） |
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en |
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Tokai University |
| 著者所属（英） |
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en |
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Shizuoka University |
| 著者所属（英） |
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en |
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Shizuoka University |
| 著者所属（英） |
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en |
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Tokai University |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
| 著者所属（英） |
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en |
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Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
| 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特別資料: 第41回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2009論文集
en : JAXA Special Publication: Proceedings fo 41st Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2009
巻 JAXA-SP-09-011,
発行日 2010-02-26
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| 会議概要（会議名, 開催地, 会期, 主催者等） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
平成21年6月18-19日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター |
| 会議概要（会議名, 開催地, 会期, 主催者等）（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
18 June-19 June, 2009, Japan Aerospace Exploration Agency |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
The flight speed of space plane or reentry capsule reaches from 8 to 12 km/s and the temperature behind the shock wave become tens of thousands of Kelvin. Due to that, development of heat shield systems is one of the most important tasks. Current main heat shield system is the thermal protection tile and ablator. These systems utilize thermal protective structures for reducing heat flux. These thermal protective methods can not be reusable because thermal protective structures are damaged in one reentry flight. Given this factor, in order to develop a future thermal protection system, we need to consider not only protecting vehicle passively from aerodynamic heating, but also reducing aerodynamic heating actively. To reduce aerodynamic heating actively, the method using magnetic force has been considered. In this method, plasma flow behind the shock wave is controlled by the applied magnetic field through the electric current and Lorentz force. In the present study, using expansion tube, we generated the high enthalpy flow, which approached real flight condition comparatively, around the test model with applied magnetic field. And we visualized density variation around the test model, and search the shock stand-off distance in the varied magnetic field. By evaluating the shock stand-off distance from the images, we confirmed that the shock stand-off distance is increased with increasing magnetic field intensity. |
| 内容記述 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
形態: カラー図版あり |
| 内容記述（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
Physical characteristics: Original contains color illustrations |
| 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 |
1349-113X |
| 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 |
AA11984031 |
| 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: AA0064672002 |
| 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-SP-09-011 |
64672002.pdf (837.1 kB)
