超音速・極超音速空気吸込み式エンジン模型の
燃焼試験用風洞

ラムジェット、スクラムジェット、ロケット複合エンジンなどの超音速・極超音速空気吸込み式エンジン模型の燃焼試験用風洞です。静止大気状態でのエンジン模型試験も可能です。

部署 第一宇宙技術部門
設置場所 角田宇宙センター
計測項目 圧力: 256チャンネル(電子捜査式)
   66チャネル(固定、設備データ含む)
温度: 57チャンネル(設備データ含む)
流量: 5チャンネル(供試体供給推薬)
熱流束: 16チャネル
光学観察: 500mmシュリーレン
供給燃料 水素ガス
酸素ガス
エタノール
試験環境 設備ノズル出口寸法 : 51cm × 51cm 自由噴流

◆飛行マッハ8条件 : 蓄熱体加熱と燃焼加熱との併用
 ノズル出口マッハ数 : 6.7
 静温/静圧 : 237K/575Pa
 最大試験時間 : 30秒

◆飛行マッハ6条件 : 蓄熱体加熱あるいは燃焼加熱
 ノズル出口マッハ数 : 5.3
 静温/静圧 : 222K/2.6kPa
 最大試験時間 : 60秒

◆飛行マッハ4条件 : 蓄熱体加熱
 ノズル出口マッハ数 : 3.4
 静温/静圧 : 217K/5.5kPa
 最大試験時間 : 60秒

※機体前縁からの衝撃波通過後の気流を想定しているので、飛行マッハ数と設備提供マッハ数が異なります。
完成年度 平成5年度

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