M4飛行条件におけるスクラムジェットエンジンの燃焼器-インレット干渉抑制
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概要
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A sidewall-compression-type scramjet engine was tested under M4 flight conditions. Tested engine had an inlet, a constant cross-sectional area isolator, a constant cross-sectional area combustor (designated as combustor-1), a diverging combustor (designated as combustor-2), and an internal nozzle. In the previous study under M4 flight conditions, the maximum thrust increment by the fuel injection within the combustor-1 was 1,380N at an equivalence ratio of 0.31, and further fuel injection resulted in the combustor-inlet interaction (designated as CII). To suppress the CII, we attempted (1) a two-stage fuel injection within the combustor-1 and the combustor-2 and (2) a boundary layer bleed on the top wall, in the present study. The former was to suppress heat release around the first-stage fuel injectors in the combustor-1 at a given total fuel mass flow rate, and the latter was to decrease interaction length by decreasing a boundary layer thickness on the top wall. With the two-stage fuel injection, the maximum thrust increment was 2,230N at an equivalence ratio of 0.63. Next, the boundary layer bleed was carried out, and the maximum thrust increment was 2,300N at an equivalence ratio of 0.66. Thus, both two-stage fuel injection and boundary layer bleed led to 60% higher maximum thrust increment than that obtained in the previous study. Finally, both two-stage fuel injection and boundary layer bleed were applied simultaneously to obtain the largest thrust performance, and the maximum thrust increment was 2,560N at an equivalence ratio of 0.95. As a result, we obtained 80% higher maximum thrust increment than that in the previous study by these methods. The thrust achievement factor, which was defined as the ratio of the maximum thrusts obtained from experiment and theoretical prediction, under this condition was estimated as 70%.
- 社団法人 日本航空宇宙学会の論文
- 2006-05-05
著者
-
三谷 徹
宇宙航空研究開発機構角田宇宙センタ
-
櫻中 登
宇宙航空研究開発機構角田宇宙センタ
-
小林 完
宇宙航空研究開発機構 角田宇宙センター
-
苅田 丈士
宇宙航空研究開発機構 角田宇宙センター
-
富岡 定毅
宇宙航空研究開発機構 角田宇宙センター
-
谷 香一郎
宇宙航空研究開発機構 角田宇宙センター
-
苅田 丈土
航空宇宙技術研究所角田宇宙推進技術研究所
-
富岡 定毅
宇宙航空研究開発機構角田宇宙センター
-
富岡 定毅
航技研
-
苅田 丈士
独立行政法人宇宙航空研究開発機構角田宇宙センタ
-
谷 香一郎
宇宙基幹システム本部宇宙輸送系推進技術研究開発センターエンジン研究開発グループ
-
櫻中 登
宇宙航空研究開発機構角田宇宙センター
-
三谷 徹
航空宇宙技術研究所角田宇宙推進技術研究センター
-
苅田 丈土
独立行政法人宇宙航空研究開発機構角田宇宙センタ
-
三谷 徹
宇宙航空研究開発機構 角田宇宙推進技術センター
-
櫻中 登
宇宙航空研究開発機構・角田宇宙推進技術センタ
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