JAXA Repository / AIREX 未来へ続く、宙(そら)への英知
49796000.pdf6.21 MB
title極超音速飛行試験用小型水素燃料逆流アニュラ燃焼器の開発と試験
Other TitleDevelopment and tests in a small hydrogen-fueled reverse-flow annular combustor for hypersonic flight experiment
Author(jpn)岡井 敬一; 下平 一雄; 黒澤 要治; 田口 秀之; 佐藤 哲也; 本郷 素行
Author(eng)Okai, Keiichi; Shimodaira, Kazuo; Kurosawa, Yoji; Taguchi, Hideyuki; Sato, Tetsuya; Hongo, Motoyuki
Author Affiliation(jpn)宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部; 宇宙航空研究開発機構 航空プログラムグループ; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部; 宇宙航空研究開発機構 宇宙科学研究本部 技術開発部
Author Affiliation(eng)Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Aerospace Technology; Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Aerospace Technology; Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Aerospace Technology; Japan Aerospace Exploration Agency Aviation Program Group; Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Aerospace Technology; Japan Aerospace Exploration Agency Space Technology Development Dept., Institute of Space and Astronautical Science
Issue Date2006-03-31
PublisherJapan Aerospace Exploration Agency (JAXA)
宇宙航空研究開発機構
Publication date2006-03-31
Languagejpn
AbstractThis paper describes the development and test results of a small hydrogen-fueled reverse-flow annular combustor for a scaled pre-cooled turbojet engine. The Japan Aerospace Exploration Agency is encouraging the development of this turbojet engine, and a practical demonstration will be made under both ground and in-flight conditions up to Mach 6. Due to the limited size of the entire engine, a small reverse-flow annular combustor has been adopted for this demonstration. The particular type of pre-mixer that we use is important for achieving favorable degree of mixing and combustion. In the paper, the procedure used to arrive at the present design is briefly described, and the results of the combustion test are reported in detail. The combustion test was performed under a wide range of conditions: from sea level static conditions to in-flight conditions up to Mach 6. The test result shows that the overall combustion characteristics, such as exit temperature profile and pressure loss, are within the allowable limits under all test conditions. It was shown that the restrictions arising from the geometry in a flyable small gas-turbine engine were overcome in the composition of gaseous fuels with the introduction of the radial-injection pre-mixer configuration.
本稿は、現在宇宙航空研究開発機構において開発が行われており、地上から飛行マッハ数6条件に至るまでの試験が計画されている小型極超音速ターボエンジンに搭載される、小型水素燃料逆流アニュラ燃焼器の開発および試験結果について述べたものである。小型試験模型としてのサイズの制約から、ガスタービン燃焼器として逆流アニュラ燃焼器方式を選定した。混合と燃焼を規定の流路・条件で満足させるために、動径方向噴射予混合器を採用した。本燃焼器の製作における設計の過程を略述し、試験を行った結果について広範に説明した。燃焼試験は、地上静止条件から、飛行マッハ数マッハ6に至るまでの条件で行った。試験の結果、燃焼器出口温度、圧力損失などの基本的な特性が、全ての試験条件で仕様の範囲内であることが確認された。今回導入した、動径方向噴射予混合器によって、気体水素を燃料とする条件の下で小型の燃焼器においても規定の性能を満足することが確認された。
DescriptionJAXA Research and Development Memorandum
宇宙航空研究開発機構研究開発資料
Keywordsreverse flow annular combustor; combustion chamber; injector; igniter; hypersonic flight; turbojet engine; combustion; temperature measurement; temperature distribution; radial-injection pre-mixer; exit temperature; pressure loss; 逆流アニュラ燃焼器; 燃焼器; 噴射器; 点火装置; 極超音速飛行; ターボジェットエンジン; 燃焼; 温度測定; 温度分布; 動径方向噴射予混合器; 出口温度; 圧力損失
Document TypeTechnical Report
JAXA Category研究開発資料
ISSN1349-1121
SHI-NOAA0049796000
Report NoJAXA-RM-05-011
URIhttps://repository.exst.jaxa.jp/dspace/handle/a-is/49589


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