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

• 批准号: 20H05654
• 负责人: 佐藤 哲也
• 金额: $ 125.3万
• 依托单位: Waseda University
• 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
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/en/grant/KAKENHI-PROJECT-20H05654/
• 关键词: 極超音速機; 飛行試験; フライトテストベッド; 機体推進統合制御; 飛行実験; HIMICO

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。

The integrated control technology of the airblock and propulsion of hypersonic aircraft, the construction of と propulsion wind tunnel experiments and the び hypersonic flight experiments で, the technical verification に, will be advanced to け and the following technologies through <s:1> research を to めた. (1) Propulsion wind tunnel experiment による airframe/propulsion shaft involved in による investigation と flight experiment に confirmation of the けた function: detailed design of the experimental aircraft および thermal structure analysis, vibration analysis を implementation た. Analytical results か ら, security, ensure の た め に orbit と body shape を see straight す necessary が あ る こ と が.at し, be 験 machine の redesign を line っ た. Youdaoplaceholder0, サブスケ, による, model による, Mach 5, aerodynamic characteristics of the aircraft によって, design approach, appropriateness を検, proof た. ま た, carrying エ ン ジ ン を with い て hypersonic wind tunnel で Mach 5 の イ ン テ ー ク performance test line を い, initiating condition や basic performance, バ ズ features を obtain し た. (2) Flight experiment による establishment of hypersonic integrated control technology <e:1> : flight safety <e:1> 検 discussion と て て flight orbit <e:1> analysis を implementation た. 3 degrees of freedom motion equation を use し, ロ ケ ッ ト と separated の HIMICO winged machine の orbit を そ れ ぞ れ analytical し, be 験 time the longest を し た. ロ ケ ッ ト の fall scattered parsing は モ ン テ カ ル ロ method を い, hit ち げ elevation と azimuth error を に 3 sigma の hold た せ て line っ た. Analysis of the dispersion of the winged aircraft <s:1> when it drops: で, や fault of the rudder wing <s:1> being fixed: モ, ドを consider: <s:1>, て, る, る. Youdaoplaceholder0 そ he, エアデ そ タ タ obtained システム(FADS) <s:1> trial work と experiment を implemented た. Academic base plate (3) technology: the aerodynamic heating を む hot structure CFD コ ー ド を open 発 し, hypersonic wind tunnel be 験 と の is に よ り parsing technique の justice を review 価 し, velocity field と 圧 force field で の な consistent good を confirm し た. This コ ドを ドを ドを uses コ て and HIMICO experimental machine for thermal structure analysis に necessary なデ タが タが タが られた to obtain られた. ラ 焼 ム combustion apparatus の research で は, ロ バ ス ト の high い settle な ignition と confirmed inflammation を have す る combustion 焼 editor open 発 を refers し, water element burning 焼 be 験 の be applied と annual か ら の NOx measuring に make う FTIR の build に to し た. ま た, CAM5 ベ ー ス の big 気 モ デ ル に aviation machine NOx エ ミ ッ シ ョ ン モ デ ル を group み 込 み, エ ン ジ ン row 気 の big 気 へ の effect を resolution す る the numerical computing technique を build し, justice を confirm し た.

项目成果

3-Dimensional Numerical Simulation of Hypersonic Intake for Pre-Cooled Turbo Jet Engine

预冷涡轮喷气发动机高超声速进气三维数值模拟

• DOI: 10.2322/tastj.19.676
• 发表时间: 2021
• 期刊: TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN
• 作者: SANO Masakazu;YOKOI Toshiya;YOSHIDA Hidekazu;SATO Tetsuya;TAGUCHI Hideyuki
• 通讯作者: TAGUCHI Hideyuki

Program of High Mach Integrated Control Experiment, &ldquo;HIMICO&rdquo; Using S-520 Sounding Rocket

高马赫数综合控制实验计划，

• DOI: 10.2322/tastj.19.831
• 发表时间: 2021
• 期刊: TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN
• 作者: SATO Tetsuya;TAGUCHI Hideyuki;KOJIMA Takayuki;TSUCHIYA Takeshi;TSUE Mitsuhiro;NAKAYA Shinji;MATSUO Akiko;TEZUKA Asei;FUJIKAWA Takahiro;MIYAJI Koji
• 通讯作者: MIYAJI Koji

Numerical Study on the Intake Performance with Side Clearance for the High Mach Integrated Control Experiment (HIMICO)

高马赫集成控制实验（HIMICO）带侧隙进气性能的数值研究

• DOI: 10.2322/tastj.19.135
• 发表时间: 2021
• 期刊: TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN
• 作者: YOSHIDA Hidekazu;SANO Masakazu;WAKABAYASHI Sho;CHIGA Takahiro;YOKOI Toshiya;HASHIMOTO Atsushi;MURAKAMI Keiichi;KOJIMA Takayuki;TAGUCHI Hideyuki;SATO Tetsuya
• 通讯作者: SATO Tetsuya

Mach 4 Propulsion Wind Tunnel Test of High-Mach Integrated Control Experimental Aircraft (HIMICO)

高马赫数综合控制实验机4马赫推进风洞试验（HIMICO）

• 发表时间: 2021
• 作者: Taguchi;H.;Hirotani;T.;Takahashi;H.;Oki;J.;Sato;T.;Tezuka;A.;Nakaya;S.;Matsuo;A.
• 通讯作者: A.

極超音速統合制御実験(HIMICO)用インテークにおける サイドクリアランスが内部流れに及ぼす影響

高超声速集成控制实验（HIMICO）侧间隙对进气内流的影响

• 发表时间: 2020
• 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