JAXA Repository / AIREX 未来へ続く、宙(そら)への英知
title0.5m極超音速風洞マッハ数5及び7ノズル校正試験
Other TitleMach number calibration on Mach 5 and 7 nozzles of 0.5 m Hypersonic Wind Tunnel
Author(jpn)関根 英夫; 平林 則明; 小山 忠勇; 津田 尚一; 永井 伸治; 穂積 弘一; 渡利 實
Author(eng)Sekine, Hideo; Hirabayashi, Noriaki; Koyama, Tadao; Tsuda, Shoichi; Nagai, Shinji; Hozumi, Koichi; Watari, Minoru
Author Affiliation(jpn)宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 風洞技術開発センター; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 風洞技術開発センター; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 風洞技術開発センター; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 風洞技術開発センター; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 風洞技術開発センター; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 風洞技術開発センター; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部 風洞技術開発センター
Author Affiliation(eng)Japan Aerospace Exploration Agency Wind Tunnel Technology Center, Institute of Space Technology and Aeronautics; Japan Aerospace Exploration Agency Wind Tunnel Technology Center, Institute of Space Technology and Aeronautics; Japan Aerospace Exploration Agency Wind Tunnel Technology Center, Institute of Space Technology and Aeronautics; Japan Aerospace Exploration Agency Wind Tunnel Technology Center, Institute of Space Technology and Aeronautics; Japan Aerospace Exploration Agency Wind Tunnel Technology Center, Institute of Space Technology and Aeronautics; Japan Aerospace Exploration Agency Wind Tunnel Technology Center, Institute of Space Technology and Aeronautics; Japan Aerospace Exploration Agency Wind Tunnel Technology Center, Institute of Space Technology and Aeronautics
Issue Date2006-03-31
PublisherJapan Aerospace Exploration Agency (JAXA)
宇宙航空研究開発機構
Publication date2006-03-31
Languagejpn
AbstractMach number calibration tests were conducted in the 0.5 m Hypersonic Wind Tunnel, using Mach 5 and 7 nozzles. Mach number distributions were deduced from the measurements of Pitot pressures, the stagnation pressure P(sub 0), and the stagnation temperature. Pitot pressures were measured by a Pitot rake equipped with 43 ports, a remotely controlled traverse system, and ESP (Electronically Scanned Pressure) system. From the Mach number distribution, the uniform core was defined as 0.28 m in diameter and 0.5 m in length. For the Mach 5 nozzle, average Mach numbers for P(sub 0) = 1 and 1.5 MPa were determined: 5.10-5.11. For the Mach 7 nozzle, average Mach numbers for P(sub 0) = 1, 2, 2.5, 4, 6, and 8.5 MPa were 7.02-7.19. Estimated uncertainties in the Mach numbers of the uniform core region were +/- 0.05 for both Mach 5 and 7 nozzles.
風洞試験データの品質保証の一環として0.5m極超音速風洞のマッハ数分布測定をマッハ数5および7ノズルについて行った。試験を効率的に進めるために43箇配列のピトーレークおよびプログラムとリモート操作機能を有する2軸トラバース装置を整備し、ピトー圧力を電子走査式圧力測定(ESP)システムで測定した。試験は予備試験と本試験と都合4回に分けて実施した。予備試験ではマッハ数7ノズルを用いて通風し、構成機器の作動、試験手順、取得データの不確か解析の適否、マッハ数分布測定システムの成立性などを検討した。予備試験の結果を踏まえて、ピトーレークの改修とESPシステムの高度化を行った。ピトーレークは支持部の耐熱性向上、測定領域を下流方向と下方に拡張する改修をした。ESPシステムは温度補償機能の高度化、測定回数の倍増、ESPセンサー組み合わせの自由化などを図った。本試験では、マッハ数5ノズルではよどみ点圧力2点:P(sub 0)=1、1.5MPa、マッハ数7ノズルではよどみ点圧力6点:1、2、2.5、4、6、8.5MPaについて測定した。0.42m幅のピトーレークを鉛直に、または水平にして気流方向0.5mの間を移動させ、分布を測定した。また、ピトーレークを水平にして上下に移動させ、気流軸に直角な断面分布を取得した。風洞中心軸まわり直径0.28m、長さ0.5mの範囲を一様流コア領域として定めた。コア領域の平均マッハ数はよどみ点圧力により変化し、マッハ数5ノズルでは5.10〜5.11、マッハ数7ノズルでは7.02〜7.19で、そのマッハ数の不確かさはともに+/-0.05程度であった。
DescriptionJAXA Research and Development Report
宇宙航空研究開発機構研究開発報告
Keywordshypersonic wind tunnel; calibration; Mach number; pressure measurement; stagnation temperature; stagnation pressure; Pitot pressure; research facility; precision; wind tunnel nozzle; 極超音速風洞; 校正; マッハ数; 圧力測定; よどみ点温度; よどみ点圧力; ピトー圧力; 研究施設; 精度; 風洞ノズル
Document TypeTechnical Report
JAXA Category研究開発報告
ISSN1349-1113
SHI-NOAA0049486000
Report NoJAXA-RR-05-043
URIhttps://repository.exst.jaxa.jp/dspace/handle/a-is/53857


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