文献一覧: 航空宇宙技術研究所 (出版者)

1 0 0 0 IR 高エンタルピー流れの数値シミュレーション

著者: 関野展弘嶋田徹田村直樹 Sekino Nobuhiro Shimada Toru Tamura Naoki
出版者: 航空宇宙技術研究所
雑誌: 航空宇宙技術研究所特別資料 = Special Publication of National Aerospace Laboratory (ISSN:0289260X)
巻号頁・発行日: no.29, pp.164-170, 1996-01

航空宇宙技術研究所 8 Jun. 1995 東京日本13回航空機計算空気力学シンポジュウム-高エンタルピー流れワークショップの課題に対して11の結果を示した。これらの課題は球体回りの流れのシミュレーション(課題 1)および再突入機、OREX回りの流れのシミュレーション(課題 2) である。これらのシミュレーションを行うために、異なる気体の性質用に3種類の数値コードを使う。すなわち熱化学非平衡気体用、平衡気体用、および凍結(理想)気体用である。これらのコードにおいて、ナビエ・ストークス方程式はHarten-Yee型TVD(全変動減少)流束推定およびLU-SGS(上下対象ガウス-サイデル)陰的法を使用する有限体積形とする。熱化学非平衡流れに対しては、11の化学種が考えられ、Parkの2温度モデルを採用する。球体ケースに対する計算熱流束は、ワークショップの主催者達から提供された実験データと良く一致する。OREX(軌道再突入実験)ケースに関しては、計算熱流束が飛行データより幾分大きいが、計算結果は飛行データと同じオーダで一致した。球体の場合の特殊な流れに対しては、非触媒壁への熱流束は完全触媒壁への熱流速より大きい。この現象の原因の1つは、化学種の急速な再結合速度であることを示した。資料番号: AA0000110016レポート番号: NAL SP-29

2021-08-07 09:15:05
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https://ci.nii.ac.jp/naid/120006838067

1 0 0 0 OA 高速飛行実証(HSFD)フェーズ1の実施体制

著者: 種村利春末松俊二佐藤直樹 HSFDフェーズ1 NAL/NASDA実験隊 NAL/NASDA HOPE研究共同チーム Tanemura Toshiharu Suematsu Shunji Sato Naoki NAL/NASDA HSFD-Phase 1 Experiment Team NAL/NASDA HOPE Team
出版者: 航空宇宙技術研究所
雑誌: 航空宇宙技術研究所資料 = Technical Memorandum of National Aerospace Laboratory (ISSN:1347460X)
巻号頁・発行日: vol.780, 2003-08

航空宇宙技術研究所(NAL)と宇宙開発事業団(NASDA)は将来の再使用宇宙輸送システム研究開発の一環として有翼往還機の進入・着陸システムの評価・実証および自律飛行技術の蓄積を目的とした高速飛行実証フェーズ1、飛行実験を2002年8月から12月にキリバス共和国クリスマス島において実施した。本報告はこの飛行実験実施に伴うNAL、NASDA、メーカーおよびキリバス共和国関係者を含めた実施協力体制および実験実施環境整備などについてまとめたものである。

2021-08-03 22:44:38
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http://id.nii.ac.jp/1696/00042987/

1 0 0 0 OA 単発STOL実験機(FA-200XS)について

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

資料番号: NALTR0229000

2021-06-14 18:51:25
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http://id.nii.ac.jp/1696/00044466/

1 0 0 0 IR 乱流に憧れて

著者: 今井功 Imai Isao
出版者: 航空宇宙技術研究所
雑誌: 航空宇宙技術研究所特別資料 = Special Publication of National Aerospace Laboratory (ISSN:0289260X)
巻号頁・発行日: no.36, pp.25-28, 1997-12

航空宇宙技術研究所 26-28 Mar. 1997 東京日本本講演では乱流の研究に関して著者が現在まで関わってきた乱流の課題に対する研究活動の歴史を回顧し、今後の乱流研究に対する期待を述べた。従来から高速気流の研究に最大の関心を持っていることを述べた。乱流研究に関する夢として、非線形ナビエ・ストークス方程式の厳密解、すなわち一様流中に置かれた物体の周りの流れの厳密解への追及があることを述べ、計算前提条件の変遷の背景を説明した。コンピュータの進歩が乱流についての新しい物理モデルを生み出すことを期待した。資料番号: AA0001320007レポート番号: NAL SP-36

2021-04-27 20:42:56
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https://ci.nii.ac.jp/naid/120006838243

1 0 0 0 IR GUIを用いた非構造表面格子生成法

著者: 伊藤靖中橋和博 Ito Yasushi Nakahashi Kazuhiro
出版者: 航空宇宙技術研究所
雑誌: 航空宇宙技術研究所特別資料 = Special Publication of National Aerospace Laboratory (ISSN:0289260X)
巻号頁・発行日: no.44, pp.345-350, 1999-12

航空宇宙技術研究所 16-18 Jun. 1999 東京日本CAD(コンピュータ援用設計)で規定された表面データから、非構造表面格子を直接生成できる、効率良く、使用者に分かりやすいシステムの開発を行った。システムの鍵になる特徴は、以下の2点である、(1) 前進先端3角形法の適用により物体面を多数の領域への分割が不要となった、(2) OpenGLと Microsoft Visual C++ を使ったGUI(グラフィカルユーザインターフェイス) で表面格子生成を制御することで、マウスの操作により不都合な背景格子の修正、表面上に元となる線や点を挿入することにより格子密度を制御することが出来る。この方法の有効性をいくつかの航空機形態にたいして示した。表面格子生成に要する時間の大幅な短縮を達成した。流れの場を計算することで、生成した表面格子の質を評価した。資料番号: AA0001961055レポート番号: NAL SP-44

2021-03-03 04:15:08
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https://ci.nii.ac.jp/naid/120006838538

1 0 0 0 OA 液晶型フラット・パネル・ディスプレイのシミュレータ評価試験その2:Dサイズ型PFD、DMD

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

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。

2020-11-26 11:59:57
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http://id.nii.ac.jp/1696/00045389/

1 0 0 0 OA 小型溝構造液水冷却燃焼器の研究(1)(液水独立冷却および再生冷却燃焼実験)

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

「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。

2020-11-14 12:03:39
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http://id.nii.ac.jp/1696/00044930/

1 0 0 0 OA 小型超音速実験機(ジェット実験機)第2次形状インテークの空力設計と単体空力特性取得風洞試験

著者: 村上哲渡辺安藤原仁志 Murakami Akira Watanabe Yasushi Fujiwara Hitoshi
出版者: 航空宇宙技術研究所
雑誌: 航空宇宙技術研究所資料 = Technical Memorandum of National Aerospace Laboratory (ISSN:1347460X)
巻号頁・発行日: vol.774, 2003-06

航空宇宙技術研究所が開発を進めているジェットエンジンを搭載した小型超音速実験機(ジェット実験機)には、マッハ2までの飛行速度で作動する2次元外部圧縮型可変形状超音速インテークを搭載する予定としている。ジェット実験機の推進システム性能予測およびインテーク可変制御開発に必要なインテーク空力特性を取得するために、ジェット実験機第2次形状超音速インテーク(C313形状)の19.2%縮尺模型を用いた単体空力特性取得試験を航空宇宙技術研究所の遷音速風洞および超音速風洞においてマッハ0.6〜2.1の範囲で実施した。ジェット実験機の推進システム性能予測およびインテーク可変制御開発に必要なインテーク空力特性データを取得するとともに、風洞試験で得られた空力特性がCFD解析により事前に予測した特性と概ね一致し、設計目標を満足した。また、マッハ1.3以上においては低流量側でバズが発生し、特にマッハ1.8以上の高マッハ域においてはFerri型不安定によるバズ発生のためインテークの安定作動余裕が小さいことが判明したが、適切な超音速ランプ可変制御および抽気制御によりインテークの安定作動域を改善できる。さらに抽気プレナム圧力比は本試験条件の範囲においては第2ランプ角や抽気条件による影響は小さく、インテークの作動状態を適切に示すパラメタとなることを確認した。インテーク入口部における横流れの影響については横流れ偏角4度までの範囲において、試験を行った何れのマッハ数においても大きな空力性能の劣化は見られず、良好な特性を示した。