自由噴流式極超音速風洞試験装置

開放特許情報番号
L2007007381
開放特許情報登録日
2007/11/30
最新更新日
2015/10/28

基本情報

出願番号 特願2001-141401
出願日 2001/5/11
出願人 独立行政法人航空宇宙技術研究所
公開番号 特開2002-340733
公開日 2002/11/27
登録番号 特許第3409083号
特許権者 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
発明の名称 自由噴流式極超音速風洞試験装置
技術分野 電気・電子、輸送
機能 機械・部品の製造、検査・検出
適用製品 超高速航空機、宇宙往還機、大気圏再突入
目的 自由噴流形式の極超音速風洞の測定室における圧力上昇を抑えて試験可能な限界閉塞比を増加させ、大型模型を高迎角で試験ができるようにした自由噴流式極超音速風洞試験装置の提供。
効果 測定室の風洞模型の後方に整流板を設けるという簡単な構成により、大型模型の大迎角試験を行っても、試験気流に影響が及ぶことがなく、極超音速試験を継続することができ、試験可能な限界閉塞比の範囲の拡大を図ることができる。
技術概要
この技術の自由噴流式極超音速風洞試験装置は、模型衝撃波の反射特性を利用し、風洞試験に影響しない風洞模型後方に整流板を設け、気流の流れ場を変化させ、測定室の圧力上昇を抑え、限界閉塞比を向上させたものであり、気流入口としての円形断面ノズルと、気流出口としての吸込口を有する測定室を有する。そして、この場合、測定室内に支持された風洞模型に、極超音速気流が衝突することにより発生する模型衝撃波が、前記測定室中を流れる自由噴流の境界面に到達する付近に、前記模型衝撃波を前記風洞模型の後方に反射させる整流板を設けている。このように、風洞模型の下方側に整流板を配置することにより、特に、大迎角時に模型腹面から下流下側に伝搬する強い衝撃波を効率的に反射させることができる。整流された風洞模型後流によって吸込口より溢れる流れが減少し、また、整流された流れによるエジェクター効果によって減圧が期待でき、測定室の圧力上昇を抑えることが出来る。
実施実績 【無】   
許諾実績 【無】   
特許権譲渡 【否】
特許権実施許諾 【可】

登録者情報

その他の情報

関連特許
国内 【無】
国外 【無】   
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