| Project/Area Number |
15H02323
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| Research Category |
Grant-in-Aid for Scientific Research (A)
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| Allocation Type | Single-year Grants |
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| Section | 一般 |
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| Research Field |
Aerospace engineering
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| Research Institution | Waseda University |
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Principal Investigator |
SATO Tetsuya 早稲田大学, 理工学術院, 教授 (80249937)
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| Co-Investigator(Kenkyū-buntansha) |
津江 光洋 東京大学, 大学院工学系研究科(工学部), 教授 (50227360)
土屋 武司 東京大学, 大学院工学系研究科(工学部), 教授 (50358462)
田口 秀之 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構, 航空技術部門, 研究領域リーダ (90358515)
富岡 定毅 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構, その他部局等, 研究開発員 (50358553)
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| Co-Investigator(Renkei-kenkyūsha) |
KOBAYASHI Hiroaki 宇宙航空研究機構, 宇宙科学研究所, 特任准教授 (50353420)
SUZUKI Kojiro 東京大学, 大学院新領域創成科学研究科, 教授 (10226508)
MATSUO Akiko 慶應義塾大学, 理工学部, 教授 (70276418)
TEZUKA Asei 早稲田大学, 理工学術院, 准教授 (50361506)
MORINO Yoshiki 早稲田大学, 理工学術院, 特任教授 (00371154)
AOKI Takahira 東京大学, 大学院工学系研究科, 教授 (00202466)
YOKOZEKI Tomohiro 東京大学, 大学院工学系研究科, 教授 (50399549)
UEDA Shuichi 宇宙航空研究開発機構, 研究開発部門, 研究領域主幹 (20358584)
HIRAIWA Tetsuo 宇宙航空研究開発機構, 研究開発部門, 研究領域サブリーダ (60358554)
KOJIMA Takayuki 宇宙航空研究開発機構, 航空技術部門, 主任研究開発員 (00373449)
NAKAYA Shinji 東京大学, 大学院工学系研究科, 准教授 (00382234)
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| Project Period (FY) |
2015-04-01 – 2018-03-31
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| Project Status |
Completed (Fiscal Year 2017)
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| Budget Amount *help |
¥43,810,000 (Direct Cost: ¥33,700,000、Indirect Cost: ¥10,110,000)
Fiscal Year 2017: ¥16,250,000 (Direct Cost: ¥12,500,000、Indirect Cost: ¥3,750,000)
Fiscal Year 2016: ¥12,870,000 (Direct Cost: ¥9,900,000、Indirect Cost: ¥2,970,000)
Fiscal Year 2015: ¥14,690,000 (Direct Cost: ¥11,300,000、Indirect Cost: ¥3,390,000)
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| Keywords | 極超音速機 / 極超音速エンジン / 機体推進統合制御 / 超音速燃焼実験 / SiC粒子添加可視２色法 / ラム燃焼器 / 航空宇宙工学 / 航空宇宙システム / 統合制御 / SiC 粒子添加可視2色法 |
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| Outline of Final Research Achievements |
The research targets are to clear the mutual interference effects of aircraft / propulsion of a hypersonic transportation using an air-breathing engine and to carry out the integrated control demonstration experiment under Mach 4 condition at the RJTF facility using a subscale vehicle “HIMICO”. Each unit performance and integration performance of the aircraft and propulsion systems were acquired and its database was constructed. Based on the results, an experimental model with a total length of 1.5 m, experimental platform, fuel supply system and control measurement system were designed and manufactured. In addition, we summarized the future flight demonstration test of HIMICO using the sounding rocket by examing the orbit, outfitting, separation mechanism etc.
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