Hypersonic Airframe/Engine Integration Experiment Using a Sounding Rocket FTB

使用探空火箭 FTB 进行高超音速机身/发动机集成实验

基本信息

  • 批准号:
    20H05654
  • 负责人:
  • 金额:
    $ 125.3万
  • 依托单位:
  • 依托单位国家:
    日本
  • 项目类别:
    Grant-in-Aid for Scientific Research (S)
  • 财政年份:
    2020
  • 资助国家:
    日本
  • 起止时间:
    2020-08-31 至 2025-03-31
  • 项目状态:
    未结题

项目摘要

極超音速機の機体/推進統合制御技術の構築と推進風洞実験及び極超音速飛行実験での技術実証に向け、以下の通り研究を進めた。(1) 推進風洞実験による機体/推進干渉の調査と飛行実験に向けた機能確認:実験機の詳細設計および熱構造解析,振動解析を実施した。解析結果から、安全性確保のために軌道と機体形状を見直す必要があることが判明し、実験機の再設計を行った。サブスケール模型によるMach 5の機体空力特性試験によって、設計手法の妥当性を検証した。また、搭載用エンジンを用いて極超音速風洞でMach 5のインテーク性能試験を行い、始動条件や基本性能、バズ特性を取得した。(2) 飛行実験による極超音速統合制御技術の確立:飛行安全性の検討として、飛行軌道の解析を実施した。3自由度運動方程式を使用し、ロケットと分離後のHIMICO有翼機の軌道をそれぞれ解析し、実験時間を最長化した。ロケットの落下分散解析はモンテカルロ法を用い、打ち上げ仰角と方位角に3σの誤差を持たせて行った。有翼機の落下分散解析では操舵翼の固着や故障モードを考慮している。その他、エアデータ取得システム(FADS)の試作と試験を実施した。(3) 学術的基盤技術:空力加熱を含む熱構造CFDコードを開発し、極超音速風洞実験との比較により解析手法の妥当性を評価し、速度場と圧力場での良好な一致を確認した。本コードを用いて、HIMICO実験機の熱構造解析に必要なデータが得られた。ラム燃焼器の研究では、ロバスト性の高い安定な点火と保炎を有する燃焼器開発を目指し、水素燃焼実験の実施と次年度からのNOx計測に使うFTIRの構築に着手した。また、CAM5ベースの大気モデルに航空機NOxエミッションモデルを組み込み、エンジン排気の大気への影響を解析する数値計算手法を構築し、妥当性を確認した。
Extremely supersonic aircraft engine

项目成果

期刊论文数量(17)
专著数量(0)
科研奖励数量(0)
会议论文数量(0)
专利数量(0)
3-Dimensional Numerical Simulation of Hypersonic Intake for Pre-Cooled Turbo Jet Engine
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  • DOI:
  • 发表时间:
    2021
  • 期刊:
  • 影响因子:
    0
  • 作者:
    Taguchi;H.;Hirotani;T.;Takahashi;H.;Oki;J.;Sato;T.;Tezuka;A.;Nakaya;S.;Matsuo;A.
  • 通讯作者:
    A.
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  • DOI:
  • 发表时间:
    2020
  • 期刊:
  • 影响因子:
    0
  • 作者:
    小倉彰悟;藤井愛実;藤森勇輝;干谷祐輔;佐藤哲也;田口秀之;小島孝之;大木純一
  • 通讯作者:
    大木純一
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  • 影响因子:
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  • 通讯作者:
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  • 期刊:
  • 影响因子:
    0
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  • 通讯作者:
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  • DOI:
  • 发表时间:
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  • 期刊:
  • 影响因子:
    0
  • 作者:
    鈴木 颯人;伊藤 由太;佐藤 哲也;青木 涼太;塚田 和明;浅井 雅人;永目 諭一郎;山本洋平
  • 通讯作者:
    山本洋平
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