著者

上段固体モータ信頼性研究グループ 上段固体モータ信頼性研究グループ Upper Stage Solid Motor Reliability Research Group Upper Stage Solid Motor Reliability Research Group

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.1298, pp.1-62, 1996-06

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国産・自主技術で進めたH-1ロケット用第3段モータおよびアポジ・モータの開発において重要な要素である信頼性の確立を図るため、航空宇宙技術研究所(NAL)と宇宙開発事業団(NASDA)が研究グループ「上段固体モータ信頼性研究グループ」を結成し、共同研究「上段固体ロケットモータの信頼性評価基準に関する実験的研究」を1980年度から1984年度まで行った。そしてその主体である推進薬の欠陥許容判定基準の研究および推進薬の欠陥検出法の研究についての成果をその後の研究成果も含めて3部作の報告書にまとめた。なお、本共同研究はNAL特別研究「上段モータの信頼性評価基準に関する研究」と緊密な関係のもとで行われた。本報告書では、国産開発のH-1アポジ・モータの1/4縮尺モータなどの小型モータに、推進薬気泡、インシュレーション・推進薬間剥離、推進薬ノッチなどの人工欠陥を付し、欠陥の燃焼への影響を調べた結果について述べる。

著者

冠 昭夫 若松 義男 志村 隆 都木 恭一郎 鳥井 義弘 KANMURI Akio WAKAMATSU Yoshio SHIMURA Takashi TOKI Kyoichiro TORII Yoshihiro

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-868 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.868, pp.33, 1985-07

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The first Japanese LOX/LH2 rocket engine (LE-5) employs a turbopump-fed gas generator cycle system. The LE-5 engine starts up in such an unique method that the power of the turbopump system is at first built up by a coolant bleed cycle followed by a gas generator cycle. A computer program for the start transient simulation has been developed and it has been utilized for analysing start-up characteristics of the LE-5 engine. The outline of the computer program and the analytical results are discussed here. The results of the analysis have been effectively used for the setting of the firing test condition and for the determination of the engine start sequence in each phases of the development. The results of the simulation are also compared with the experimental results.

著者

STOLプロジェクト推進本部機体技術開発室 Aircraft D. S. STOL Aircraft Proj. G.

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.1223, pp.1冊, 1994-01

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この報告書は航空宇宙技術研究所が開発設計したSTOL実験機「飛鳥」の研究開発計画の全容について概説する。飛鳥は1985年10月28日に初飛行を行った。1977-1985の8年間におよぶ開発経過報告には航空機機体、システムと多数の開発試験が含まれる。飛鳥は航空自衛隊の中型貨物輸送機シリーズであるC-1機の改良機で川崎重工が開発試作した。機体は新しく設計され、C-1機の双発エンジンはSTOL運用のパワードリフトを確保できる上面吹き出し(USB)方式を採用するため、4発のFJR710/600Sファンジェットエンジンに取り替えられた。

著者

高木 亮治 Takaki Ryoji

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.1407, pp.1冊, 2000-06

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極超音速非平衡流の特徴である高温気体効果を考慮した数値解析を行った。高温気体効果として化学非平衡および熱的非平衡を考慮した。化学反応モデルとして7化学種、18反応モデルを用いた。また熱的非平衡モデルとしてParkの2温度モデルを用いた。慣性項の計算にはAUSMDVスキームを使用している。時間積分には計算効率の良いLU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)法と局所時間刻法を用いている。またソース項にはpoint impact法を用いている。開発した解析コードを用いて半球周りの軸対称流の解析を行った。実験データと比較することで開発したコードの検証を行った。また格子依存性についても調べた。衝撃波後方の流れが強い非平衡性を持った流れであることを示している。

著者

STOLプロジェクト推進本部機体技術開発室飛行試験室 Flight Control System Development Team STOL Research Aircraft Project Group

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-1013 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.1013, pp.91, 1989-02

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National Aerospace Laboratory has been developing the STOL research aircraft named “ASKA” which underwent its maiden flight on October 28th, 1985. This project was started for the purpose of establishing STOL technology in Japan. In order to improve the stability and control of the ASKA in the low air speed region, the ASKA has a triplex digital stability and control augmentation system (SCAS) in which new technologies are introduced. This paper describes the outline of design objectives, functions, a series of development tests and results of the SCAS which include triplex digital computer systems, a triplex force summing electro hydraulic series servo actuator, a head-up display and a low airspeed sensor. Most of the development tests were devoted to verifying the system hardware and software through control system functional mockup tests, and flight simulator tests connecting with the digital computer systems. And finally the overall functions of the SCAS were tested in actual flight. The problems encountered during these tests are also presented.

著者

齊藤 喜夫 遠藤 征紀 松田 幸雄 杉山 七契 菅原 昇 山本 一臣 Saito Yoshio Endo Masanori Matsuda Yukio Sugiyama Nanahisa Sugahara Noboru Yamamoto Kazuomi

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.1289, pp.1冊, 1996-04

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次世代の高亜音速輸送機用エンジンである超高バイパス比ターボファン・エンジンの研究「超高バイパス比可変形状エンジンの研究」を進めている過程で、新しい概念のエンジンであるコア分離型ターボファン・エンジンを考案した。このエンジンの特徴は、従来のターボファン・エンジンでは一体となっていたファンとコア・エンジンを分離して並列に配置したことである。概念検討の結果、コア分離型ターボファン・エンジンは従来型ターボファン・エンジンに比べて、安定性や構成の柔軟性などに優れており、また、VTOL輸送機用エンジンなどの新しい用途にも適していることを確認した。

著者

増位 和也 塚野 雄吉 Masui Kazuya Tsukano Yukichi

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.1324, pp.1冊, 1997-04

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方程式誤差法に分類される最小二乗法およびTLS法(全最小二乗法)を用いて、クインエア機の縦空力微係数を幾つかの操縦入力に対する飛行試験時歴より直接推定し、周波数応答法による推定結果と比較した。その結果、最小二乗法およびTLS法は、周波数応答法と比較して非常に少ない飛行試験時間で空力微係数を推定することが可能で、特別の入力装置も必要としないことが示された。推定した空力微係数によるシミュレーション計算では、周波数応答法による空力微係数と同程度もしくはそれ以上の精度で飛行運動を再現することができた。また、最小二乗法およびTLS法では、説明変数のそれぞれが十分変化し、かつ、互いに独立となるよう適当な入力波形を組合せ、データ処理において計測誤差をできる限り取り除くことが重要であることが分かった。

著者

浅井 圭介 ASAI Keisuke

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-797 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.797, pp.21, 1984-01

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The objective of the present paper is to discuss the application of nonplanar wings such as Whitcomb’s winglet to new subsonic transport airplanes. A simple numerical method has been developed to calculate the minimum induced drag for a wing of an arbitrary nonplanar configuration, using the Trefftz-plane(far-field) analysis and the Lagrangean multiplier technique. For a series of wing/winglet combinations and several more complex forms such as curved wings, the value of the induced drag efficiency parameter‘l/e’is evaluated and compared with that of a conventional planar wing. When comparing the induced drag benefits, it is assumed that both wings have the same‘extended’wing planform rather than the‘projected’one. And, to take account of the trade-offs between wing aerodynamic efficiency and wing structural weight, the wing root bending moment as well as the wing total lift are kept constant. With these constraints, the drag performances for both wings could be compared without any ambiguity associated with structural weight and wing surface skin friction. The results obtained show that the minimum induced drag of every nonplanar wing analyzed here is not less than that of a planar wing except in the case of relatively small values of restricted wing root bending moment. Thus, it is concluded that a planar wing is superior to a nonplanar wing from the view point of cruise drag performance.

著者

三好 甫 MIYOSHI Hajime

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-1108 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.1108, pp.29, 1991-05

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計算空気力学(CFD)の研究を推進し,その成果を航空機および航空宇宙機の研究開発に役立たせる為には,CFDプログラムの処理能力がFujitsu VP400の100倍以上のCFD専用の計算機-超高速数値風洞(UHSNWT)をここ2~3年のうちに,更にこれを10倍以上上廻るUHSNWTを1990年代末に開発することが是非とも必要となる。報告はこのUHSNWTが備えるべき要件について,開発・運転コスト,信頼性,CFD計算法に対する適合性,運用環境等の視点から論ずる。同時に報告はこれ等の要件を満足するUHSNWTの構想を 1.これ迄のベクトル計算機の使用経験 2.種々のベクトル計算機モデルのベクトル処理に対するソフトウェアシミュレーション 3.LSI技術の将来の発展動向 に基づいて述べる。報告はVP400の100倍以上の性能のUHSNWTはクロスバーネットワークを採用した分散主記憶型並列計算機により実現できることを結論付けている。

著者

上田 哲彦 UEDA Tetsuhiko

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-785 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.785, pp.14, 1983-11

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A method to predict unsteady aerodynamic forces on lifting surfaces in supersonic flow is presented. The wing is divided into small segments in which the lift force is expressed by a single point doublet of the acceleration potential. This is the same concept as the doublet point method developed by the authors for subsonic flows. In order to avoid sensitiveness to the Mach number, the upwash due to the point doublet is calculated by averaging over small areas. The integration is done analytically so that it requires no numerical quadrature. Pressure distributions are directly obtained as the unknowns of an algebraic equation. The results are compared with those obtained by other methods for various wing geometries including the AGARD Wing-tail configuration.

著者

上田 哲彦 UEDA Tetsuhiko

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-781 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.781, pp.13, 1983-10

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A simple method for calculating the unsteady aerodynamic loadings on harmonically oscillating thin wings in subsonic flow has been developed. The method is basaed on a concept of concentrated lift forces. The wing is divided into the element surfaces on which lift distributions are represented by single concentrated lift forces. Since the procedure does not include any quadratures, it can easily be applied to calculate the unsteady aerodynamic loadings on complex planform wings even when they have partial span control surfaces. Numerical calculations are carried out for various wing geometries and are compared with other analyses and experiments.

著者

中村 勝 照井 祐之 Nakamura Masaru Terui Yushi

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.1341, pp.1-14, 1997-12

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「飛鳥」は航空宇宙技術研究所で研究開発されたSTOL(短滑走路離着陸)技術を実証するための実験機である。飛行試験は岐阜飛行場で1986年4月1日から1989年3月31日の間行われた。この報告書は飛行試験期間を通じて行ったSTOL着陸形態時の飛行、特にSTOL進入着陸時の操縦評価について報告するものである。

著者

古茂田 真幸 KOMODA Masaki

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-245 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.245, pp.64, 1971-08

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資料番号: NALTR0245000

著者

渡辺 光男 吉田 誠 長谷川 敏 上條 謙二郎 WATANABE Mitsuo YOSHIDA Makoto HASEGAWA Satoshi KAMIJO Kenjiro

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-1118 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.1118, pp.14, 1991-07

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液体水素は極めて密度が小さい(液体酸素の1/16)ため,液体水素供給ロケットポンプはかなり高速にする必要がある。この傾向は上段ロケットあるいは軌道変換用ロケットにおいて特に顕著となる。液体水素の粘性が小さく減衰作用が小さいため,高速運転時に過大な軸振動が生じ易い。軸振動の抑制はこの種のポンプの開発における困難な問題の一つである。SSMEやLE-5エンジンの液体水素ポンプの開発において過大な軸振動が発生している。筆者らは,ポンプ構造の選択により運転回転数を危険速度よりも低くする一つの設計方法を試みた。同ポンプは設計回転(50,000rpm)において,良好な軸振動特性を示した。この設計法は,LE-7高圧液酸ターボポンプに適用された。

著者

飛行実験部 Flight Research Division

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-229 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.229, pp.30, 1970-12

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資料番号: NALTR0229000

著者

川原 弘靖 若色 薫 渡辺 顯 KAWAHARA Hiroyasu WAKAIRO Kaoru WATANABE Akira

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-1136 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.1136, pp.27, 1991-12

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航空機は大型化,高性能化が進むと同時に従来の操縦桿・操縦輪に代わり,サイドスティックによる操縦装置が,また飛行計器はグラスコックピットと呼ばれる大型CRTを用いた電子式飛行計器等が導入されるなどコックピットの近代化が進められてきている。さらに飛行計器の表示デバイスもCRTから液晶フラット・パネル・ディスプレイ(以下液晶ディスプレイ(LCD)と略す)にと変りつつある。航空機用液晶ディスプレイは3インチ型TCAS指示計が実用化されており,5~8インチ型が開発段階にあり,実用化の時期も間近の感がある。これら新しい表示デバイスを実機に搭載するにあたってはその前段階として飛行シミュレータによる機能,性能の評価が必須であり,実機搭載に十分な機能,性能を確認する必要がある。今回,日本航空電子工業(株)との共同研究で8インチ型液晶ディスプレイ(PFD,DMD)の機能,性能および表示フォーマットに関して,飛行シミュレータによる評価試験を実施した。その結果,ハードウエアについては従来のCRTの性能と同等あるいはそれ以上の性能を有していること,DMDディスプレイについては使用目的に対応した表示機能とすることにより,その有効性があることが確認できた。

著者

八柳 信之 新野 正之 熊川 彰長 五味 広美 鈴木 昭夫 坂本 博 佐々木 正樹 十亀 英司 YATSUYANAGI Nobuyuki NIINO Masayuki KUMAKAWA Akinaga GOMI Hiromi SUZUKI Akio SAKAMOTO Hiroshi SASAKI Masaki SOGAME Eiji

出版者

航空宇宙技術研究所

雑誌

航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-679 (ISSN:03894010)

巻号頁・発行日

vol.679, pp.96, 1981-08

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「小型溝構造液水冷却燃焼器の研究」は宇宙開発事業団によって進められている推力10トン級 液酸・液水エンジン,LE-5の開発に必要な基礎資料を得るための,詳細な液水冷却特性に関するデータ,及び広範な燃焼条件に対する燃焼特性を把握することを目的とするものである。昭和52年度に冷却用液水供給装置および供試燃焼器一号機の製作を行い,53年度より航空宇宙技術研究所角田支所において燃焼試験を開始した。また,これと同時に液水冷却特性の解析上不可欠となる燃焼性能,及び燃焼ガス側熱負荷の詳細なデータを得るために,多分割型環状水冷却燃焼器を用いた水冷却燃焼試験を行なった。これらの累積燃焼試験時間は約140回,4200秒におよんだ。ところで,実際の液酸・液水エンジンでは燃焼器の冷却に用いられた液水が噴射器から燃焼室内に噴射されて,液酸と燃焼する再生冷却方式をとるのが普通である。しかし,本研究においては液水冷却特性に関して広い範囲の冷却条件でデータを得ることを目的としているため,冷却用液水の流量,供給圧力,温度等を燃焼用液水とは独立に変えられるように別系統とした“独立冷却方式”でも試験が行なえるように計画した。さらに独立冷却燃焼試験のデータを踏まえて,完全再生冷却燃焼試験の実証を行ない,設計点では冷却能力にまだ余裕のあること,特性速度効率で98%以上の値が得られることを確認した。このように小推力,F=3KN(300kgf),燃焼器で再生冷却燃焼が可能になったことは,燃焼器構造が従来の管構造燃焼器とは違って,銅製の溝構造(いわゆるSlotted wall)燃焼室としたことによるものである。これは冷却通路となる多数の溝を長手方向の設けたもので,スペース・シャトル主エンジン(SSME)等の高圧高性能エンジンに用いられている高熱負荷燃焼器と原理的に同じものであり,我国においては未経験のものである。これによって,冷却特性を明らかにするために必要な各部の温度,圧力測定が容易になるとともに,将来の高圧エンジンへの発展性をも考慮した詳細な試験データの取得が出来たものと考える。本報告で行なう試作1号機によって得られた主な結果を簡単に述べる。冷却特性については,①小推力溝構造液水冷却燃焼器により,設計点(燃焼圧力P=3.48MPa,混合比O/F=5.5)での完全再生冷却方式による燃焼が可能であり,冷却能力としては十分な余裕のあることが分かった。しかしながら,冷却条件を広範囲に変えて行なった独立冷却燃焼試験の結果から見て, ②従来より提唱されている殆んど全ての設計式が溝構造燃焼器における熱設計式としては不適当であり,かつ設計上危険性の高いことが分った。 ③試験後,供試燃焼器の切断検査を行なった結果,溝構造燃焼器をロー付接合によって製作する本方式には多くの問題点があり,新しい製作法の開発が望まれる。特に各冷却流路間の抵抗値の不均一さ,及び内筒の変形による内外筒接合部の剥離に問題がある。次に燃焼特性については ④混合比,水素噴射温度を広く変化させて特性速度効率におよぼす影響を調べた。その結果これらの効率への寄与は,著者らが以前に得た液体酸素・常温ガス水素燃焼の場合と同様に,ほぼ噴射速度比(水素噴射速度と液酸噴射速度の比)によって表わされることが分った。さらに再生冷却燃焼時に低混合比(O/F < 3)で約100Hzの低周波振動燃焼を起したが,それ以外の試験範囲ではほぼ安定な燃焼が行なわれた。