航空宇宙機用タービン革新：デトネーション半径方向末広超音速タービンの物理解明

航空航天涡轮机创新：爆炸径向发散超音速涡轮机的物理解析

• 批准号: 18KK0127
• 负责人: 笠原 次郎
• 金额: $ 11.4万
• 依托单位: Nagoya University
• 依托单位国家: 日本
• 项目类别: Fund for the Promotion of Joint International Research (Fostering Joint International Research (B))
• 财政年份: 2018
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 2018-10-09 至 2020-03-31
• 项目状态: 已结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/en/grant/KAKENHI-PROJECT-18KK0127/
• 关键词: 超音速タービン; デトネーション; 航空宇宙工学; デトネーションエンジン

申請者らの超小型デトネーション燃焼器による超音速ジェットを、米国研究者らが着想した超音速流ラジアルタービン（半径方向外向きに流れながら、流路は拡大し，速度は増加する）に吹き込むことで，極めて小型で高効率な航空宇宙用（超軽量・高効率）タービンが実現可能との見通しを得ている。しかしながら、そのような小型デトネーション燃焼器＋超音速流ラジアルタービンの物理機構は十分理解できていないない。そこで、本研究では、(1) 申請者らは小型デトネーション燃焼器を製作し、スロートなしの超音速ジェット生成メカニズムの解明を担当し、(2) 米国側は新規着想の超音速タービンの機構を解明し、流れ係数、段負荷ファクターなどタービン特性を求め、さらに、(3) 申請者らと米国側研究者で，米国側研究室にて装置を結合し、小型デトネーション燃焼器＋超音速流ラジアルタービンのシステム物理実証を行い、システムとしての物理特性を解明する。平成３０年度、令和元年度は、月１回の会議を開催しつつ日本側は小型デトネーション燃焼器の設計・製作を行い高い燃焼効率を達成した。米国側は、新規着想の超音速タービンの機構を設計し、供給部等を含め、可視化研究を実施した。さらに、２０１９年９月１９日、２０日の米国（Purdue大）での共同での実験実施に向けて独自インターフェイスの検討・設計・製作を行った。日本側では、予定された流量での燃焼試験（透明円筒管による可視化・軸方向の圧力分布計測等）を完全に完了し、AIAA Journalへ論文投稿中である。

Applicants ら の subminiature デ ト ネ ー シ ョ 焼 ン combustion apparatus に よ る supersonic ジ ェ ッ ト を, U.S. researchers ら think が し た supersonic flow ラ ジ ア ル タ ー ビ ン (radius direction outgoing き に flow れ な が ら, flows は company, big し, speed は raised す る) に blow き 込 む こ と で, Extremely め て small で な aerospace with high working rate (super 軽 quantity, high working rate) タ ー ビ ン が may be presently と の see tong し を must て い る. し か し な が ら, そ の よ う な small デ ト ネ ー シ ョ ン 焼 device + supersonic flow ラ ジ ア ル タ ー ビ ン の physical institutions は very understanding で き て い な い な い. そ こ で, this study で は, (1) the applicant ら は small デ ト ネ ー シ ョ ン combustion 焼 を production し, ス ロ ー ト な し の supersonic ジ ェ ッ ト generated メ カ ニ ズ ム の interpret を bear し, (2) The us side は new rules to の supersonic タ ー ビ ン の institutions を interpret れ し, flow coefficient, period of load フ ァ ク タ ー な ど タ ー ビ ン features を め, さ ら に, (3) the applicant ら と U.S. researchers で side, The us side laboratory に を て device combining し, small デ ト ネ ー シ ョ ン 焼 device + supersonic flow ラ ジ ア ル タ ー ビ ン の シ ス テ ム physical line card be を い, シ ス テ ム と し て の physical properties を interpret す る. 30 year, make and yuan year は pp.47-53, 1 month back の meeting を push し つ つ Japan side は small デ ト ネ ー シ ョ の 焼 ン combustion device design, production of high line を い い combustion 焼 を sharper rate reach し た. The US side を, new regulations are in place to consider <s:1> supersonic タ, ビ, ビ, を, institutional を design <e:1>, supply department, etc. を including め, visualization research を implementation た. さ ら に, on September 19, 2019, 20 (Purdue) で の m countries の common で の be 験 に be applied to the け て イ alone ン タ ー フ ェ イ ス の 検 beg, design, production line を っ た. Japan side で は, designated さ れ た flow で 焼 の combustion test (transparent has drifted back towards &yen; bobbin に よ る, visual axis の, measuring pressure distribution, etc.) を completely finished に し, AIAA Journal へ paper submitted in で あ る.

项目成果

観測ロケットを用いたデトネーションエンジンの宇宙飛行実証（基調講演，デトネーション分野)

使用探空火箭进行爆震发动机的太空飞行演示（主题演讲、爆震场）

• 发表时间: 2019
• 作者: Tashima Tomoko;Kubota Takuji;Mega Tomoaki;Ushio Tomoo;Oki Riko;笠原次郎
• 通讯作者: 笠原次郎

Propulsive Performance of Rotating Detonation Engines in CH4/O2 and C2H4/O2 for Flight Experiment

飞行实验用旋转爆震发动机在 CH4/O2 和 C2H4/O2 中的推进性能

• 发表时间: 2019
• 作者: K. Goto;A. Kawasaki;K. Matsuoka;J. Kasahara;A. Matsuo;D. Nakata;R. Yokoo;J. Kim;I. Funaki;M. Uchiumi
• 通讯作者: M. Uchiumi

Rotating and Pulse Detonation Engines System Development for the Sounding Rocket S520-31 Space Flight Experiment

探空火箭S520-31太空飞行实验的旋转和脉冲爆震发动机系统开发

• 发表时间: 2019
• 作者: J. Kasahara

推進システムエネルギー工学研究グループ

推进系统能源工程研究组

Propulsion Performance of Inner-Cylinder-Less Rotating Detonation Engine

• DOI: 10.2514/6.2019-1500
• 发表时间: 2019
• 期刊: AIAA Scitech 2019 Forum
• 作者: R. Yokoo;K. Goto;Juhoe Kim;A. Kawasaki;K. Matsuoka;J. Kasahara;A. Matsuo;I. Funaki