Top > Search of Japanese Patents > FREE JET HYPERSONIC WIND TUNNEL TESTING APPARATUS

FREE JET HYPERSONIC WIND TUNNEL TESTING APPARATUS

Patent code P04A006929
File No. KN000514
Posted date Mar 18, 2005
Application number P2001-141401
Publication number P2002-340733A
Patent number P3409083
Date of filing May 11, 2001
Date of publication of application Nov 27, 2002
Date of registration Mar 20, 2003
Inventor
  • (In Japanese)永井 伸治
Applicant
  • (In Japanese)国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
Title FREE JET HYPERSONIC WIND TUNNEL TESTING APPARATUS
Abstract PROBLEM TO BE SOLVED: To enable a large-sized model to be tested at a large elevation angle by suppressing a pressure rises in a measuring chamber of a free jet hypersonic wind tunnel testing apparatus and increasing a testable limit blocking ratio.
SOLUTION: A straightening plate 7 is installed in a shape contactd with an outside of a free jet boundary 11 at a position where a model shock wave 17 arrives at the boundary 11. The shock wave 17 collides with the plate 7 to become a stationary wall reflecting shock wave 20. The free jet boundary is eliminated at a shock wave reflecting point. The wave 20 is operated to direct a streamline 10b of the flow of an air current toward a central axis to suppress the pressure rise of the chamber. The plate 7 is disposed at the outside of the boundary 11, and has no influence to a test air current of the upstream part from the reflecting point. Since disturbance information does not propagate to the upstream side of the reflected shock wave angle or more, even when the shock wave is reflected in the rear of a wind tunnel model, the wave will not affect the test air current around the wind tunnel model.
Outline of related art and contending technology (In Japanese)


超高速航空機や、地上と宇宙の衛星軌道を結ぶ宇宙往還機の開発には、非常に高速の気流を発生することができる極超音速風洞での風洞試験が不可欠である。この場合、風洞模型は大型であればあるほど、模型上の測定点を増やすことができ、より精密な試験が可能となり、超高速航空機や宇宙往還機の開発期間の短縮や開発リスクの低減に直結する。特に、再使用型有翼宇宙往還機の大気圏再突入状態を模擬するためには、大迎角の風洞試験が重要である。
図6は、従来の極超音速風洞試験装置の一例の構成を示す図である。図中1は円形断面ノズル、2は測定室、3は吸込口、4は有翼往還機等の風洞模型、5は風洞模型4を支持する支持棒、6は測定部である。従来、極超音速風洞における極超音速の流れをつくるノズルとしては、円形断面ノズルが採用されている。この円形断面ノズル1により作り出された極超音速の流れは、非常に高速であるため、風洞模型4の前方でノズルを切り落としても、切り口から生じた流れの弱い擾乱は、風洞模型4の後方にのみ伝搬する。
また、測定部6は、風洞模型4の周囲に空間を設けることにより、試験対象の風洞模型4の取り扱いや、各種光学観測が容易となるため、風洞模型周りの壁が取り払われた自由噴流形式の測定部となっている。この自由噴流形式の測定部6は、閉鎖型測定部より大きな風洞模型が試験できるとともに、澱み点温度の高い極超音速風洞において風洞壁窓ガラスの耐熱対策が不要となる等の長所があるとされている。そして、測定部6は、極超音速の流れを保つ低圧の測定室2内にあり、下流部に自由噴流を吸い込む吸込口3が設けられる。
極超音速の気流は、円形断面ノズル1から噴出され、風洞模型4が設置された測定室2内を進行し、吸込口3に吸入される。そのとき、風洞模型4によって自由噴流の流線10は、吸込口3より溢れ、気流が溢れる流れ12となって測定室2内に充満し、測定室圧力が上昇する。なお、二点鎖線11は自由噴流境界を示している。一方、測定室2に充満した静止空気は、吸込口3からエジェクター効果により吸い込み流れ13として、吸い込まれる流量が増大し、逆に圧力が降下し、測定室2の圧力は、ある平衡点に達する。
このような従来の極超音速風洞試験装置には、以下のような問題点があった。
(1)大型模型の大迎角試験を行うと、気流のノズル内における流れに影響が及ぶ。図6に示すように、大型模型を大迎角に設定して試験を行う場合、気流断面に風洞模型4及び支持棒5を投影した面積と、気流断面積との比で表される閉塞比が大きくなる。このとき、測定室2内の圧力上昇は、気流静圧をはるかに上回り、円形断面ノズル1出口よりノズル境界層内の亜音速流れを介して上流側に伝搬する(矢印14で示す)。すると、ノズル内境界層は、逆圧力勾配をもつため、境界層剥離模式線15(太い鎖線)で示すように壁面より剥離し、剥離箇所で境界層剥離衝撃波16が発生し、それが風洞模型4に伝搬して模型周りの気流に悪影響を及ぼす。
(2)試験できる風洞模型の大きさ及び迎角に限界がある。さらに、迎角の増大や風洞模型の大型化により閉塞比が増大すると、測定室圧力が上昇し、ノズル下流側で極超音速流が維持できなくなり、風洞試験そのものが不可能となる。

Field of industrial application (In Japanese)


本発明は、自由噴流形式の極超音速風洞試験装置に関する。

Scope of claims (In Japanese)
【請求項1】
 
気流入口としての円形断面ノズルと、気流出口としての吸込口を有する測定室を有する自由噴流形式の極超音速風洞において、前記測定室内に支持された風洞模型に、極超音速気流が衝突することにより発生する模型衝撃波が、前記測定室中を流れる自由噴流の境界面に到達する付近に、前記模型衝撃波を前記風洞模型の後方に反射させる整流板を設けたことを特徴とする自由噴流式極超音速風洞試験装置。

【請求項2】
 
前記整流板は、前記自由噴流境界の外側に接する円筒体の一部からなることを特徴とする請求項1記載の自由噴流式極超音速風洞試験装置。

【請求項3】
 
前記整流板を、前記風洞模型の後方に配置したことを特徴とする請求項2記載の自由噴流式極超音速風洞試験装置。

【請求項4】
 
前記整流板に、前記風洞模型を支持する模型支持棒が通過する切り欠きを設けたことを特徴とする請求項1~3のいずれかに記載の自由噴流式極超音速風洞試験装置。
IPC(International Patent Classification)
F-term
Drawing

※Click image to enlarge.

JP2001141401thum.jpg
State of application right Registered
(In Japanese)上記の特許・技術に関心のある方は、下記問い合わせ先にご相談下さい。


PAGE TOP

close
close
close
close
close
close
close