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自由噴流式極超音速風洞試験装置

シーズコード S100002082
掲載日 2010年10月7日
研究者
  • 永井 伸治
技術名称 自由噴流式極超音速風洞試験装置
技術概要 円形断面ノズル1の軸方向延長上の、模型後方であって、模型衝撃波17が吸込口3の前方で自由噴流境界に到達する位置に、自由噴流境界の外側に接するように、風洞模型4の下部の一部を覆う円形断面ノズル1の外径と同径の整流板7が設置されている。なお、整流板には、模型支持棒5が通過する支持部切り欠き8が設けられ、風洞模型の迎角が調節できるように、模型支持棒5が傾斜角調節可能に風洞試験装置に固定されている。整流板7は、衝撃波17が自由噴流境界11に達する位置に、自由噴流境界の外側に接する形で設置されている。この場合、風洞模型4からの衝撃波は、整流板7に固定壁反射して反射衝撃波20となり、この衝撃波発生点での自由噴流境界は消滅し、衝撃波は気流の流れ(自由噴流)の流線10を中心軸方向に向ける作用を起こす。整流板7は自由噴流境界11の外側にあるため、反射点より上流部分の試験気流への影響は無く、全体の閉塞比も増加させない。また、風洞模型4周りの気流は超音速であり、反射した衝撃波角度以上の上流側には擾乱情報が伝搬しないため、風洞模型後方で衝撃波が反射しても風洞模型周りの試験気流には全く影響を及ぼさない。
研究分野
  • 風洞,各種試験装置,付属装置
展開可能なシーズ 自由噴流形式の極超音速風洞の測定室における圧力上昇を抑えて試験可能な限界閉塞比を増加させ、大型模型を高迎角で試験ができるようにした自由噴流式極超音速風洞試験装置を提供する。
測定室の風洞模型の後方に整流板を設けるという簡単な構成により、大型模型の大迎角試験を行っても、試験気流に影響が及ぶことがなく、極超音速試験を継続することができ、試験可能な限界閉塞比の範囲を拡大できる。
用途利用分野 超音速航空機、宇宙往還機、極超音速風洞
出願特許   特許 国際特許分類(IPC)
( 1 ) 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構, . 永井 伸治, . 自由噴流式極超音速風洞試験装置. 特開2002-340733. 2002-11-27
  • G01M   9/04     

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