JAXA Repository / AIREX 未来へ続く、宙(そら)への英知
64646000.pdf8.04 MB
title静粛超音速研究機(S3TD)第3.5 次形状インテークの空力性能取得低速風洞試験
Other TitleLow Speed Wind Tunnel Test for 3.5th Configuration Air Intake of Silent SuperSonic Technology Demonstlator S3TD
Author(jpn)渡辺, 安; 上野, 篤史; 赤塚, 純一
Author(eng)Watanabe, Yasushi; Ueno, Atsushi; Akatsuka, Junichi
Author Affiliation(jpn)宇宙航空研究開発機構航空プログラムグループ超音速機チーム; 宇宙航空研究開発機構航空プログラムグループ超音速機チーム; 宇宙航空研究開発機構航空プログラムグループ超音速機チーム
Author Affiliation(eng)Supersonic Transport Team, Aviation Program Group, Japan Aerospace Exploration Agency (APG)(JAXA); Supersonic Transport Team, Aviation Program Group, Japan Aerospace Exploration Agency (APG)(JAXA); Supersonic Transport Team, Aviation Program Group, Japan Aerospace Exploration Agency (APG)(JAXA)
Issue Date2010-05-31
PublisherJapan Aerospace Exploration Agency (JAXA)
宇宙航空研究開発機構
Publication titleJAXA research and development memorandum
宇宙航空研究開発機構研究開発資料
VolumeJAXA-RM-10-001
Publication date2010-05-31
Languagejpn
eng
AbstractThe air-intake of 3.5th configuration for the silent supersonic technology demonstrator, S3TD, having fixed geometry under a basic design policy, has been designed in Japan Aerospace Exploration Agency. This implies that compromising between improving the flow characteristics at low speed region and reduction of the external drag at high speed region is more difficult than that in designing an air-intake with variable geometry. Indeed, the 3.5th configuration air-intake was designed admitting the aerodynamic performance to be impaired at low speed region to reduce the external drag. Thus, the operation of the engine is strongly limited to a certain range. The low speed wind tunnel tests were performed having four objectives. They are making aerodynamic database, verifying the limitation of the engine operation, verifying the height of the diverter and examining the alternative doors. The limitation of the engine operation was verified to be appropriate as the result of making aerodynamic database. The height of the diverter is enough to remove the effect of the boundary layer developing on the fuselage. It was found that applying alternative doors was effective to improve the flow characteristics.
宇宙航空研究開発機構では静粛超音速機技術の研究開発の一環として,静粛超音速研究機の基本設計相当の作業が実施され,その設計作業の一環として第3.5 次形状インテークの設計を行った.インテークの設計方針の一つに可変形状を適用しないことがあり,その結果,高速域の抵抗を低減するために低速域の流量特性が悪く,低速時のエンジンの運用に強い制限が要求される.本研究では第3.5 次形状インテークを対象に,低速域の空力性能データベースを作成することを目的として低速風洞試験を実施した.そして作成されたインテークの空力性能データベースに基づきエンジン作動とのマッチングを行い,静粛超音速研究機の基本設計において設定された低速時のエンジンの運用制限が妥当であることを確認した.また,研究機設計におけるの技術的懸念事項の一つであるダイバータ高さの設定に対して,その高さがインテーク性能を確保する上で十分であることを確認した.さらに低速時の推力増加や高速時の抵抗低減要求が強まった場合の対応策として補助ドアの有効性を確認した.
DescriptionOriginal contains color illustrations
形態: カラー図版あり
Keywordssupersonic air-intake, aerodynamic performance, low speed wind tunnel test
Document TypeTechnical Report
JAXA Category研究開発資料
ISSN1349-1121
NCIDAA11983593
SHI-NOAA0064646000
Report NoJAXA-RM-10-001
URIhttps://repository.exst.jaxa.jp/dspace/handle/a-is/21638


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