| Research Abstract |
本年度は,まず,高エンタルピ衝撃風洞の改良を行い,ノズル出口直径を90mmとした。その結果,やや大型のスクラムジェットエンジン模型を実験に供することができるようになった。本衝撃風洞で達成される飛行条件は高度30km,マッハ数7であった。なお,一様流の持続時間は約500μsである。
実験に供したスクラムジェットエンジンモデルは機体前部2段圧縮型であり,マッハ7の流れが燃焼室でマッハ2まで減速されるように設計した。予備実験の結果,燃焼器内部ではマッハ2.1まで減速されており,ほぼ設計どおりの流れ場が得られた。
水素燃料(気体)は機体前部下面(燃焼器の前方)から噴射される。燃焼器前方より噴射された燃料はマッハ3程度の流れの中で混合拡散し,予混合気を形成する。その予混合気は機体前部の圧縮を受けた後,燃焼器に流入する。機体前部下面から燃料を噴射した場合,圧縮過程の流れ場に与える影響は少なく,流れ場は,燃料噴射がない場合とほぼ同じであった。なお,圧力の測定は,本研究費で購入したロガーステーションを用いて行った。燃焼現象の測定,観測は高速度ビデオを用いて行った。その結果,水素燃料を噴射した場合,燃焼器ないで0.04MPaの圧力上昇と自発光を観測できた。特に,自発光領域は,機体前部圧縮部の2段圧縮部から発生する衝撃波後方で生じ,衝撃波誘起燃焼を確認した。燃焼領域(自発光領域)は衝撃波後方と燃焼器内であることが確認できた。このように発光領域が広範囲にわたっているので,デトネーションとはなっていないと考えている。
一方,燃料の混合促進をめざして,超音速流と噴流との干渉現象の解明も並行して,勢力的に行った。その結果,噴流と主流との干渉現象を定量的に整理する方法を見出した。これを応用して,スクラムジェットエンジンにより適当な燃料噴射機構を提案する目処が立った。
本研究結果は,日本航空宇宙学会航空原動機・宇宙推進講演会,燃焼シンポジウム,平成13年度衝撃波シンポジウム,23^<rd> The International Symposium on Space Technology and Scence, AIAA/AAAF 11th International Space Planes and Hypersonic and Technologies Conference 等で発表済みまたは予定であり,国内外から高い評価を受けている。
来年度は,今年度の成果を踏まえて,より効率的な燃料噴射機構の開発を行い,衝撃波誘起燃焼の実現とその保炎機構の解明を行う予定である。
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