著者

郷田 雄志 根岸 英一

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.63, no.12, pp.375-383, 2015-12-05 (Released:2017-06-08)

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森林火災が頻発する欧米等ではヘリコプターや固定翼の消防機による空中消火が重要な消火手段であり,消防機を安全かつ効果的に活用するための運用方法が設定され,教育訓練が実施されている.なかでも飛行艇は,湖水や海面を滑走しながら短時間に取水することができる効率的な消火手段として活用されている.また,空中消火は,空港,ショッピングモール,船舶等の大型施設の火災においても実施されており,地震による大火災時においても有効な消火手段と考えられる.防衛省で運用されているUS-2救難飛行艇を活用した消防飛行艇は,震災による大規模火災が想定される我が国において有効な災害支援ツールと考えられることから,新明和工業(株)では,本消防飛行艇の試験研究を実施している.本稿では,世界の航空消防の状況及び本消防飛行艇の構想及び試験研究の状況について概要を述べる.

著者

大塚 浩仁 田中 健作 斉藤 晃一 森田 泰弘 加藤 洋一 佐伯 孝尚 山本 高行 後藤 日当美 山本 一二三

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.63, no.5, pp.148-154, 2015-05-05 (Released:2017-06-12)

被引用文献数

1

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イプシロンロケットは2013年9月14日に惑星分光観測衛星「ひさき」の打上げに成功し,目標とした軌道投入精度を達成し,新規に開発した誘導制御系の性能を遺憾なく発揮した.イプシロン開発では,惑星探査機「はやぶさ」を投入したM-Vロケットの誘導制御系の性能を継承しつつ新たな技術革新にチャレンジし,M-Vの機能,性能をさらに向上させた誘導制御系を実現した.最終段には信頼性の高い低コストなスラスタを用いた液体推進系の小型ポストブースタ(PBS)を開発し,新たに導入した誘導則とともに軌道投入精度を飛躍的に向上させた.フライトソフトにはM-Vで蓄積した各種シーケンスや姿勢マヌーバ機能をユーティリティ化して搭載し,科学衛星ユーザ等の多様な要望に容易に対応できる機能を実現し運用性を高めた.

著者

竹原 勝之 永山 慶一

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.64, no.12, pp.353-357, 2016-12-05 (Released:2016-12-08)

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MCH-101はAgusta Westland社(以降AW社と呼ぶ)のEH101(現AW101)を川崎重工業株式会社が海上自衛隊向けに改修した機体であり,平成18年に海上自衛隊に初号機が納入されてから輸送用ヘリコプタとして運用されている.米国製の機雷捜索・掃海システムをMCH-101に適合させ,近代化したシステムによる機雷捜索・掃海を可能とするために,平成18年度から社内及び官側研究による調査及び研究作業を実施し,平成23年度から製造契約による掃海仕様の設計,製造,試験を開始,平成27年2月に会社で実施する飛行試験による技術確認をすべて完了しMCH-101掃海仕様初号機を納入した.会社で実施した技術確認試験では,システム統合試験で複数装備品を連接した状態で正常に機能することを確認した後,電磁干渉確認,振動確認,飛行性確認等を飛行状態で実施した.本稿では最も近代化された掃海用ヘリコプタであるMCH-101掃海仕様の開発の経緯及び掃海用装備品の概要を紹介する.

著者

岡田 匡史 長谷川 秀夫 砂見 幸之

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.46, no.535, pp.458-462, 1998-08-05 (Released:2010-12-16)

参考文献数

2

著者

菊原 静男

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.39, no.451, pp.379-387, 1991-08-05 (Released:2010-12-16)

被引用文献数

1 1

著者

伊藤 真

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.60, no.4, pp.157-160, 2012-04-05 (Released:2017-09-22)

著者

藤村 賢治 湯浅 博 小西 朝久 西 広 勝崎 巧

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.48, no.555, pp.252-256, 2000-04-05 (Released:2019-04-11)

著者

永井 俊一 大竹 智久 本橋 龍郎

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.56, no.656, pp.442-448, 2008 (Released:2008-09-25)

参考文献数

8

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We studied effect of ventilation ports on aerodynamics of the fuselage of a human-powered airplane and cooling performance of the pilot. An opening made in the fuselage is one of remedies for enhancing the performance of the pilot. On the other hand, the opening influences aerodynamic characteristics of the airplane, in particular the drag of the fuselage. When the ratio of inlet and outlet areas is larger than 3.0, the flux of air taken at the inlet is almost proportional to the area of inlet and depends weakly on the position and area of the outlet. Cooling of the pilot is estimated from the data of Nusselt number around the cylinder in the uniform flow at the Reynolds number defined by a velocity averaged over a cross section. An additive drag due to interaction between the injected flow from the outlets and the ambient flow around the fuselage depends strongly on the location of the outlet; the nearer to the trailing edge the outlet position moves, the less the drag increases.

著者

宮沢 政文

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.39, no.445, pp.55-68, 1991-02-05 (Released:2010-12-16)

参考文献数

10

被引用文献数

1

著者

菊原 静男

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.20, no.223, pp.426-434, 1972 (Released:2009-05-25)

参考文献数

12

被引用文献数

2

著者

榊 和樹 角銅 洋実 中谷 辰爾 津江 光洋 五十地 輝 鈴木 恭兵 牧野 一憲 平岩 徹夫

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.63, no.6, pp.271-278, 2015 (Released:2015-12-05)

参考文献数

20

被引用文献数

1

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The pintle injector is one of the most promising candidate for propellant injection systems of liquid rocket engine combustors due to the throttling capability and simple structure. However, combustion characteristics of pintle injectors are still unclear. Therefore, combustion experiments are conducted for an ethanol/liquid oxygen rocket engine combustor with a planar pintle injector which simulates the injection configuration of a pintle injector and enables optical measurements at Pc=0.40MPa and O/F=1.08-1.56. Direct images of the flame structure and CH chemiluminesence are observed through an optical window using high speed imaging techniques. Backlit images of the spray structure are observed. Strong CH chemiluminescence is observed in the vicinity of the impinging point of the two propellants. Luminous flames are observed in the vicinity of the faceplate and the upper wall of the combustor. It is observed that atomization process of the planar pintle injector proceeds two-dimensionally unlike conventional impinging injectors. A periodic atomization behavior is observed with the frequency of approximately 700Hz, being equal to the frequency of the Kelvin-Helmholtz instability.

著者

土井 武夫

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.9, no.89, pp.190-200, 1961-06-05 (Released:2009-05-25)

著者

木村 秀政 高坂 憲三

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空學會誌 (ISSN:18835422)

巻号頁・発行日

vol.6, no.51, pp.812-819, 1939-07-05 (Released:2009-07-09)

著者

長谷川 裕晃 北原 一起 犬飼 保夫

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.50, no.582, pp.272-272, 2002 (Released:2003-09-02)

参考文献数

5

被引用文献数

2 1

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The Air Turbo Ramjet (ATR) is a combined cycle engine which performs like a turbojet engine at subsonic speeds and a ramjet at supersonic speeds and therefore the ATR is an attractive propulsion system for the wide operation range (e.g. Mach 0 to Mach 4). The ATR can provide a higher specific impulse than a solid fuel rocket engine and a higher thrust per frontal area than a turbojet engine. The major ATR components are the inlet, fan (compressor), turbine, gas generator, combustor and exhaust nozzle. In the ATR, the turbine drive gas is generated by a decomposed liquid or solid fuel gas generator. In order to carry heavier payloads and to attain shorter flight time, the compact and high thrust engine is required. In this study, the ram combustor with the double-staged flameholders and the fan with tandem blade were introduced to shorten the engine length and to increase the fan pressure ratio, respectively. Furthermore, the engine testing was carried out on sea level static condition to confirm the engine component integration technologies for the ATR propulsion system.

著者

国本 隆

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.6, no.57, pp.291-302, 1958-10-28 (Released:2009-07-09)

著者

糸賀 紀晶 井星 正氣 沖田 理香 佐藤 旭

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.61, no.6, pp.174-180, 2013 (Released:2014-06-27)

参考文献数

7

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To land a helicopter on a flight deck of a ship is said to be one of difficult operations even for experienced pilots because the helicopter rotor is affected by complex flows, e.g. ship airwakes and interference flows formed between the rotor and superstructures, in addition to ship motions. Therefore, it is important to grasp quantitatively influence of these complex flows on the helicopter rotor for securing the safe deck-landing. In this paper, CFD analysis of helicopter rotor operating over a flight deck is done by solving unsteady 3D compressible Euler equations with an overlapped grid system. The superstructure on a flight deck is modeled by a simple sharp edged bluff body. Parameters for numerical analysis are landing spot and relative wind speed to the rotor and ship. Effects of these parameters on the rotor torque, flowfields around the rotor and inflow distributions on the rotor disc are clarified.

著者

山根 秀公 松永 易 草川 剛

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.56, no.649, pp.80-87, 2008 (Released:2008-03-11)

参考文献数

15

被引用文献数

1 1

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A flyable FADEC system engineering model incorporating Integrated Flight and Propulsion Control (IFPC) concept is developed for a highly maneuverable aircraft and a fighter-class engine. An overview of the FADEC system and functional assignments for its components such as the Engine Control Unit (ECU) and the Integrated Control Unit (ICU) are described. Overall system reliability analysis, convex analysis and multivariable controller design for the engine, fault detection/redundancy management, and response characteristics of a fuel system are addressed. The engine control performance of the FADEC is demonstrated by hardware-in-the-loop simulation for fast acceleration and thrust transient characteristics.

著者

林 健太郎 麻生 茂

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.52, no.600, pp.38-44, 2004 (Released:2004-02-19)

参考文献数

18

被引用文献数

2 3

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An experimental study on reduction of aerodynamic heating due to opposing jet in supersonic flow has been conducted. Experiments are conducted by using a conventional blowdown type wind tunnel. A hemisphere model is installed into supersonic free stream of Mach number of 4 and coolant gas is injected through a sonic nozzle at the top of the model. Significant decrease of surface heat flux distribution is observed and opposing jet is proved to be quite effective on the reduction of aerodynamic heating at the nose region of the blunt body. The effect of total pressure ratio of opposing jet to the free stream on the reduction of aerodynamic heating is also investigated.

著者

太田 貴之 梅村 章

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.49, no.574, pp.382-387, 2001 (Released:2002-04-26)

参考文献数

8

被引用文献数

3 2

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Parametric study is conducted to find the optimum condition of water rocket for long flight, provided that the tank volume is prescribed. The parameters considered in the present study are the initial air pressure, water volume fraction, empty rocket mass, launching angle and bottle diameter which significantly affect the flight performance of water rocket. First, we calculate the temporal changes in tank pressure, water and air issue speeds and thrust, on the basis of a simple physical model which has been experimentally validated. Then, this model is incorporated into the equation of motion to calculate the ballistic flight of water rocket with various parameter values. As a result, it is found that PET bottles in the market are one of the most suitable for use as the pressure tank of water rocket.

著者

樋口 清司

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.53, no.618, pp.216-228, 2005-07-05 (Released:2019-04-17)

被引用文献数

1