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超音速燃焼飛行試験に用いる燃焼器流路形状の検討
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/46354
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/463541619a478-8bb1-4dc7-8d1d-dafcc73c532e
| 名前 / ファイル | ライセンス | アクション |
|---|---|---|
AA1930011013.pdf (2.3 MB)
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| Item type | 会議発表論文 / Conference Paper(1) | |||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 公開日 | 2020-02-04 | |||||||||||||
| タイトル | ||||||||||||||
| タイトル | 超音速燃焼飛行試験に用いる燃焼器流路形状の検討 | |||||||||||||
| 言語 | ||||||||||||||
| 言語 | jpn | |||||||||||||
| 資源タイプ | ||||||||||||||
| 資源タイプ識別子 | http://purl.org/coar/resource_type/c_5794 | |||||||||||||
| 資源タイプ | conference paper | |||||||||||||
| その他のタイトル（英） | ||||||||||||||
| その他のタイトル | Flow-path Design of a Combustor Model for a Supersonic-combustion Flight Experiment | |||||||||||||
| 著者 |
髙橋, 政浩
× 髙橋, 政浩
× 富岡, 定毅
× Takahashi, Masahiro
× Tomioka, Sadatake
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| 著者所属 | ||||||||||||||
| 宇宙航空研究開発機構(JAXA) | ||||||||||||||
| 著者所属 | ||||||||||||||
| 宇宙航空研究開発機構(JAXA) | ||||||||||||||
| 著者所属（英） | ||||||||||||||
| en | ||||||||||||||
| Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) | ||||||||||||||
| 著者所属（英） | ||||||||||||||
| en | ||||||||||||||
| Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) | ||||||||||||||
| 出版者 | ||||||||||||||
| 出版者 | 宇宙航空研究開発機構(JAXA) | |||||||||||||
| 出版者（英） | ||||||||||||||
| 出版者 | Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) | |||||||||||||
| 書誌情報 |
宇宙航空研究開発機構特別資料: 第51回流体力学講演会/第37回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム論文集 en : JAXA Special Publication: Proceedings of the 51st Fluid Dynamics Conference / the 37th Aerospace Numerical Simulation Symposium 巻 JAXA-SP-19-007, p. 157-164, 発行日 2020-02-04 |
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| 会議概要（会議名, 開催地, 会期, 主催者等） | ||||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||||
| 内容記述 | 第51回流体力学講演会/第37回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム (2019年7月1日-3日. 早稲田大学早稲田キャンパス国際会議場), 新宿区, 東京 | |||||||||||||
| 会議概要（会議名, 開催地, 会期, 主催者等）（英） | ||||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||||
| 内容記述 | 51st Fluid Dynamics Conference / the 37th Aerospace Numerical Simulation Symposium (July 1-3, 2019. International Conference Center, Waseda University), Shinjuku-ku, Tokyo, Japan | |||||||||||||
| 抄録（英） | ||||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||||
| 内容記述 | A flight-ground test comparison program is undergoing at JAXA to reveal so-called facility effects on hypersonic aerodynamics and combustion phenomena. The flight test vehicle will mount a combustor duct along its centerline, with so-called alligator type inlet with side-spillage to attain good starting characteristics. In the present paper, parametric study on flow-path design of the combustor model was conducted by CFD to examine influences of the geometry parameters, such as configurations of fuel injector holes and geometry of a flame-holding cavity, on combustion characteristics and to settle the design guideline which could enhance so-called vitiation effects on combustion. A two-staged fuel injection scheme was adopted for the combustor model and the first-stage and second-stage injection holes were installed at upstream and downstream of the flame-holding cavity, respectively. The results showed that a distance between the first-stage injection hole and the flame-holding cavity as well as the number of the injector holes at each stage would have strong influence on the combustor flow-field and its characteristics while the depth of the flame-holding cavity would have little influence. | |||||||||||||
| 内容記述 | ||||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||||
| 内容記述 | 形態: カラー図版あり | |||||||||||||
| 内容記述（英） | ||||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||||
| 内容記述 | Physical characteristics: Original contains color illustrations | |||||||||||||
| ISSNONLINE | ||||||||||||||
| 収録物識別子タイプ | ISSN | |||||||||||||
| 収録物識別子 | 2433-2232 | |||||||||||||
| 資料番号 | ||||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||||
| 内容記述 | 資料番号: AA1930011013 | |||||||||||||
| レポート番号 | ||||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||||
| 内容記述 | レポート番号: JAXA-SP-19-007 | |||||||||||||
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Cite as
髙橋, 政浩, 富岡, 定毅, Takahashi, Masahiro, Tomioka, Sadatake, 2020, 超音速燃焼飛行試験に用いる燃焼器流路形状の検討: 宇宙航空研究開発機構(JAXA), 157–164 p.
