JP3127241B2 - 衝撃波による壁面の圧力上昇抑制方法及びその装置 - Google Patents
衝撃波による壁面の圧力上昇抑制方法及びその装置Info
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- JP3127241B2 JP3127241B2 JP08063854A JP6385496A JP3127241B2 JP 3127241 B2 JP3127241 B2 JP 3127241B2 JP 08063854 A JP08063854 A JP 08063854A JP 6385496 A JP6385496 A JP 6385496A JP 3127241 B2 JP3127241 B2 JP 3127241B2
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、スクラムジェッ
ト、ラムジェット、ロケットエンジン等の超音速流れを
発生する推進機関、及びロケット等の超音速流中を移動
する飛翔体の壁面上での、衝撃波の反射による不要な、
あるいは有害な圧力の上昇を抑制する方法及びその装置
に関する。
ト、ラムジェット、ロケットエンジン等の超音速流れを
発生する推進機関、及びロケット等の超音速流中を移動
する飛翔体の壁面上での、衝撃波の反射による不要な、
あるいは有害な圧力の上昇を抑制する方法及びその装置
に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、ロケットエンジンやラムジェッ
ト、スクラムジェット等においては、燃焼ガスが超音速
で流れる場所において衝撃波が発生し、エントロピーが
増加し、エンジン性能(比推力)の低下をもたらす一因と
なっている。また、衝撃波はエンジン外に出るまでに数
度、エンジン壁面で反射するが、その反射部位において
局所的な熱負荷の増大が生じている。そのため、理論性
能よりも低い性能に甘んじたり、また過度の熱負荷に耐
えるために多くの冷却剤流量を要したり、別途冷却方法
を講じる必要がある。
ト、スクラムジェット等においては、燃焼ガスが超音速
で流れる場所において衝撃波が発生し、エントロピーが
増加し、エンジン性能(比推力)の低下をもたらす一因と
なっている。また、衝撃波はエンジン外に出るまでに数
度、エンジン壁面で反射するが、その反射部位において
局所的な熱負荷の増大が生じている。そのため、理論性
能よりも低い性能に甘んじたり、また過度の熱負荷に耐
えるために多くの冷却剤流量を要したり、別途冷却方法
を講じる必要がある。
【０００３】ロケットエンジン等の推進機関に於いて
は、多くの冷却剤を用いること自体、エンジン性能を低
下させことになる。衝撃波の壁面反射位置での圧力上昇
が過大である場合には、反射位置で剥離が生じ、流れの
様子が大きく変わり作動状態が設計点からはずれる場合
もあり、このときエンジン性能は大きく低下する。
は、多くの冷却剤を用いること自体、エンジン性能を低
下させことになる。衝撃波の壁面反射位置での圧力上昇
が過大である場合には、反射位置で剥離が生じ、流れの
様子が大きく変わり作動状態が設計点からはずれる場合
もあり、このときエンジン性能は大きく低下する。
【０００４】また、ロケット等それ自体が超音速流中を
移動し表面上で衝撃波の反射を伴う飛翔体においても、
衝撃波によってエントロピーが増加し、衝撃波の反射部
位において局所的な熱負荷の増大が生じることは前記推
進機関の場合と同様であり、種々の性能低下までに至ら
ないとしても、過度の熱負荷に耐えるために多くの冷却
剤流量を要したり、別途冷却方法を講じる必要がある点
は共通している。また、壁面での衝撃波の反射部位での
圧力上昇が過大である場合には剥離を生じ、流れの様子
が大きく変わり作動状態が設計点からはずれ、設計点性
能を出せなくなることも同様である。
移動し表面上で衝撃波の反射を伴う飛翔体においても、
衝撃波によってエントロピーが増加し、衝撃波の反射部
位において局所的な熱負荷の増大が生じることは前記推
進機関の場合と同様であり、種々の性能低下までに至ら
ないとしても、過度の熱負荷に耐えるために多くの冷却
剤流量を要したり、別途冷却方法を講じる必要がある点
は共通している。また、壁面での衝撃波の反射部位での
圧力上昇が過大である場合には剥離を生じ、流れの様子
が大きく変わり作動状態が設計点からはずれ、設計点性
能を出せなくなることも同様である。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】前記のように超音速流
れを発生する推進機関や超音速流中を移動する飛翔体に
おいては、衝撃波の壁面での反射部位において局所的な
熱負荷の増大が生じ、また衝撃波反射部位での圧力上昇
が過大である場合には剥離を生じるため、流れの様子が
大きく変わり作動状態が設計点からはずれ、設計点性能
を出せなくなる問題がある。
れを発生する推進機関や超音速流中を移動する飛翔体に
おいては、衝撃波の壁面での反射部位において局所的な
熱負荷の増大が生じ、また衝撃波反射部位での圧力上昇
が過大である場合には剥離を生じるため、流れの様子が
大きく変わり作動状態が設計点からはずれ、設計点性能
を出せなくなる問題がある。
【０００６】そこでこの発明は、上記問題点を解消しよ
うとするものであって、衝撃波の壁面での反射部位にお
ける圧力上昇を抑制し、作動状態を設計点に近付け理論
性能からの低下を減らし、また局所的な熱負荷の増加も
効果的に抑制することができる、衝撃波による壁面の圧
力上昇抑制方法及びその装置を提供することを目的とす
るものである。
うとするものであって、衝撃波の壁面での反射部位にお
ける圧力上昇を抑制し、作動状態を設計点に近付け理論
性能からの低下を減らし、また局所的な熱負荷の増加も
効果的に抑制することができる、衝撃波による壁面の圧
力上昇抑制方法及びその装置を提供することを目的とす
るものである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決する本発
明の衝撃波による壁面の圧力上昇抑制方法は、超音速流
れ場で発生した衝撃波が壁面に達する部位に、該壁面に
沿って亜音速のガスを噴射または滲み出させて二次流層
を形成し、該二次流層で衝撃波を反射させることにより
衝撃波反射後の圧力上昇を抑制するようにしたことを特
徴とするものである。
明の衝撃波による壁面の圧力上昇抑制方法は、超音速流
れ場で発生した衝撃波が壁面に達する部位に、該壁面に
沿って亜音速のガスを噴射または滲み出させて二次流層
を形成し、該二次流層で衝撃波を反射させることにより
衝撃波反射後の圧力上昇を抑制するようにしたことを特
徴とするものである。
【０００８】また、上記課題は、超音速流れ場で発生し
た衝撃波が壁面に達する部位に、下流を向くステップを
設け、該ステップを過ぎる流れと、入射衝撃波と境界層
との干渉域とを干渉させ、前記ステップ上流からの境界
層を壁面から浮き上がらせるようにしたことを特徴とす
る衝撃波による壁面の圧力上昇抑制方法によっても達成
することができる。
た衝撃波が壁面に達する部位に、下流を向くステップを
設け、該ステップを過ぎる流れと、入射衝撃波と境界層
との干渉域とを干渉させ、前記ステップ上流からの境界
層を壁面から浮き上がらせるようにしたことを特徴とす
る衝撃波による壁面の圧力上昇抑制方法によっても達成
することができる。
【０００９】本発明の上記各方法は、前記超音速流れを
生じる燃焼ガスを発生させる推進機関におけるノズル壁
面の圧力上昇を抑制する方法、又は超音速中の飛翔体の
壁面での衝撃波の反射部位での圧力上昇を抑制する方法
の何れにも適用することができる。
生じる燃焼ガスを発生させる推進機関におけるノズル壁
面の圧力上昇を抑制する方法、又は超音速中の飛翔体の
壁面での衝撃波の反射部位での圧力上昇を抑制する方法
の何れにも適用することができる。
【００１０】また、上記方法を達成する本発明の衝撃波
による壁面の圧力上昇抑制装置は、超音速流れとなる部
分を有する燃焼ガスを噴射して推力を得る推進機関にお
いて、ノズル内壁の衝撃波を反射する部位に、下流を向
くステップを設けたことを特徴とするものである。ま
た、本発明の他の装置は、前記ノズル内壁の衝撃波を反
射する部位に、該内壁面に沿って亜音速のガスを噴射ま
たは滲み出させて二次流層を形成する二次流噴射口を設
けたものである。本発明装置は、ロケットエンジン、ラ
ムジェット及びスクラムジェットなどに適用することが
できる。
による壁面の圧力上昇抑制装置は、超音速流れとなる部
分を有する燃焼ガスを噴射して推力を得る推進機関にお
いて、ノズル内壁の衝撃波を反射する部位に、下流を向
くステップを設けたことを特徴とするものである。ま
た、本発明の他の装置は、前記ノズル内壁の衝撃波を反
射する部位に、該内壁面に沿って亜音速のガスを噴射ま
たは滲み出させて二次流層を形成する二次流噴射口を設
けたものである。本発明装置は、ロケットエンジン、ラ
ムジェット及びスクラムジェットなどに適用することが
できる。
【００１１】
【発明の実施の形態】図１は、本発明をロケットエンジ
ンに適用した場合の第１の実施形態を示す模式図であ
る。本実施形態のロケットエンジン１は、ノズルスカー
ト２の衝撃波が反射する部位に二次流層が形成されるよ
うに、その上流側から下流側壁面に沿って二次流を噴射
する二次流噴射口３を円周状に形成してある。図の実施
形態では、円周壁に下流向きの段を形成してその段差壁
に二次流噴射口を開口してある。なお、図中５は燃焼
器、６は衝撃波、７は膨張波である。
ンに適用した場合の第１の実施形態を示す模式図であ
る。本実施形態のロケットエンジン１は、ノズルスカー
ト２の衝撃波が反射する部位に二次流層が形成されるよ
うに、その上流側から下流側壁面に沿って二次流を噴射
する二次流噴射口３を円周状に形成してある。図の実施
形態では、円周壁に下流向きの段を形成してその段差壁
に二次流噴射口を開口してある。なお、図中５は燃焼
器、６は衝撃波、７は膨張波である。
【００１２】本発明のロケットエンジンは、以上のよう
に構成され、衝撃波が壁面に入射する部位に、壁面に沿
って二次流を噴射、特に亜音速のガスを噴射して、二次
流層を形成しこの流体層で衝撃波を反射させることによ
り、反射後の圧力上昇を抑制し、反射後の衝撃波を弱め
ることができる。一般に、固体壁面上では衝撃波は衝撃
波として反射されるが、圧力一定の自由境界上では衝撃
波は膨張波として反射されるので、本発明において壁面
に沿って噴射される流体上での衝撃波による圧力上昇は
両者の間の値となり、固体壁面での衝撃波の反射による
圧力上昇よりも抑制された値となる。
に構成され、衝撃波が壁面に入射する部位に、壁面に沿
って二次流を噴射、特に亜音速のガスを噴射して、二次
流層を形成しこの流体層で衝撃波を反射させることによ
り、反射後の圧力上昇を抑制し、反射後の衝撃波を弱め
ることができる。一般に、固体壁面上では衝撃波は衝撃
波として反射されるが、圧力一定の自由境界上では衝撃
波は膨張波として反射されるので、本発明において壁面
に沿って噴射される流体上での衝撃波による圧力上昇は
両者の間の値となり、固体壁面での衝撃波の反射による
圧力上昇よりも抑制された値となる。
【００１３】また、噴射された二次流層に衝撃波が入射
した部位では、流体のフィルム効果により局所的な熱負
荷が緩和される。下流においても衝撃波が弱めらている
ために、反射場所での熱負荷は緩和される。そのため、
本発明によれば、必要な冷却剤量を減少させることが可
能であり、ロケットエンジン等の推進機関においてエン
ジン性能の低下を従来よりも抑制することができる。さ
らに、流れの中における衝撃波の影響も減少し、エント
ロピーの増加も抑えられ、また衝撃波反射位置での剥離
等も抑制されるために、設計点に近い流れの状態が保持
され、理論性能からの低下が抑制され、設計点に近い作
動状態を維持することができる。
した部位では、流体のフィルム効果により局所的な熱負
荷が緩和される。下流においても衝撃波が弱めらている
ために、反射場所での熱負荷は緩和される。そのため、
本発明によれば、必要な冷却剤量を減少させることが可
能であり、ロケットエンジン等の推進機関においてエン
ジン性能の低下を従来よりも抑制することができる。さ
らに、流れの中における衝撃波の影響も減少し、エント
ロピーの増加も抑えられ、また衝撃波反射位置での剥離
等も抑制されるために、設計点に近い流れの状態が保持
され、理論性能からの低下が抑制され、設計点に近い作
動状態を維持することができる。
【００１４】一方、本実施形態では、衝撃波が反射する
部位に二次流層が形成されるように噴射口３を設けてあ
るが、壁面に沿って二次流を噴射しない場合でも、図２
に示すように、ノズルスカートの円周壁面に下流向き段
差状のステップ８を形成することによっても上記目的を
達成することができる。該ステップ８は、超音速燃焼ガ
スから発生する衝撃波がちょうど該ステップの直下流に
入射するような位置に設けられている。なお、図２にお
いて、図１と共通する部分に対しては同じ符号を付し、
説明を省略する。
部位に二次流層が形成されるように噴射口３を設けてあ
るが、壁面に沿って二次流を噴射しない場合でも、図２
に示すように、ノズルスカートの円周壁面に下流向き段
差状のステップ８を形成することによっても上記目的を
達成することができる。該ステップ８は、超音速燃焼ガ
スから発生する衝撃波がちょうど該ステップの直下流に
入射するような位置に設けられている。なお、図２にお
いて、図１と共通する部分に対しては同じ符号を付し、
説明を省略する。
【００１５】該位置にステップを設けることにより、ス
テップを過ぎる流れと、入射衝撃波と境界層との干渉域
とを干渉させることができ、それによりステップ上流か
らの境界層を壁面から浮き上がらせ、あたかも壁面に沿
うガスの噴射があるかのごとく状況を作り出し、前記壁
面に沿ったガスの噴射と同様な、衝撃波反射後の圧力上
昇を抑制することができる。この場合、余分な物質の添
加がないため、例えば比推力などのエンジン性能を低下
させることがない。
テップを過ぎる流れと、入射衝撃波と境界層との干渉域
とを干渉させることができ、それによりステップ上流か
らの境界層を壁面から浮き上がらせ、あたかも壁面に沿
うガスの噴射があるかのごとく状況を作り出し、前記壁
面に沿ったガスの噴射と同様な、衝撃波反射後の圧力上
昇を抑制することができる。この場合、余分な物質の添
加がないため、例えば比推力などのエンジン性能を低下
させることがない。
【００１６】以上のように、本発明のロケットエンジン
では、二次流噴射により二次流層での反射後の圧力上昇
抑制が得られる。あるいは二次流を噴射しない場合に
も、ステップ下流で衝撃波と境界層とを干渉させること
により、衝撃波の反射後の圧力上昇を抑制することがで
きる。また、本発明をスクラムジェット又はラムジェッ
トに適用する場合は、ノズルの上下壁に、ロケットエン
ジンの場合と同様に衝撃波が反射する部位に二次流層を
形成するように二次流を噴射する二次流噴射口又はステ
ップを設けることによって構成することができる。
では、二次流噴射により二次流層での反射後の圧力上昇
抑制が得られる。あるいは二次流を噴射しない場合に
も、ステップ下流で衝撃波と境界層とを干渉させること
により、衝撃波の反射後の圧力上昇を抑制することがで
きる。また、本発明をスクラムジェット又はラムジェッ
トに適用する場合は、ノズルの上下壁に、ロケットエン
ジンの場合と同様に衝撃波が反射する部位に二次流層を
形成するように二次流を噴射する二次流噴射口又はステ
ップを設けることによって構成することができる。
【００１７】また、上記実施形態では、本発明を推進機
関に適用した場合を示したが、本発明は推進機関に限ら
ず、ロケット等の超音速流中を移動する飛翔体の表面上
での衝撃波の反射に伴う圧力上昇にも適用が可能であ
り、このとき局所的な熱負荷の増大を抑制するにも効果
がある。なお、上記実施形態では、二次流を１ケ所の二
次流噴射口から噴射したが、二次流によって二次流層が
形成できれば良いので、例えばロケット内周壁面に形成
した多数の二次流噴射口から二次流を内周壁面に滲出さ
せるようにすることも可能である。
関に適用した場合を示したが、本発明は推進機関に限ら
ず、ロケット等の超音速流中を移動する飛翔体の表面上
での衝撃波の反射に伴う圧力上昇にも適用が可能であ
り、このとき局所的な熱負荷の増大を抑制するにも効果
がある。なお、上記実施形態では、二次流を１ケ所の二
次流噴射口から噴射したが、二次流によって二次流層が
形成できれば良いので、例えばロケット内周壁面に形成
した多数の二次流噴射口から二次流を内周壁面に滲出さ
せるようにすることも可能である。
【００１８】
【実験例】本発明の以上のような作用効果を確認するた
めに、図３に示す実験装置により、次のような風洞試験
を行った。図３に示す実験装置は、主流マッハ数２．３
５の吹き出し式風洞１０からなり、１１はスロート部、
１２はテスト部であり、該テスト部に高さ４mmの二次流
噴射口１３を形成し、且つテスト部のテスト域断面を幅
５０mm、高さ５５．５mmに形成した。座標系は二次流噴
射口１３を原点とし、流れ方向にＸ軸、壁面に垂直上方
にＹ軸をとり、外部から衝撃波を入射させるために、衝
撃波発生器１５を二次流噴射口１３から距離Ｘsg離れた
位置に設けた。なお、図中１６は超音速の主流、１７は
亜音速の二次流、１８は衝撃波を表している。
めに、図３に示す実験装置により、次のような風洞試験
を行った。図３に示す実験装置は、主流マッハ数２．３
５の吹き出し式風洞１０からなり、１１はスロート部、
１２はテスト部であり、該テスト部に高さ４mmの二次流
噴射口１３を形成し、且つテスト部のテスト域断面を幅
５０mm、高さ５５．５mmに形成した。座標系は二次流噴
射口１３を原点とし、流れ方向にＸ軸、壁面に垂直上方
にＹ軸をとり、外部から衝撃波を入射させるために、衝
撃波発生器１５を二次流噴射口１３から距離Ｘsg離れた
位置に設けた。なお、図中１６は超音速の主流、１７は
亜音速の二次流、１８は衝撃波を表している。
【００１９】実験１ 上記実験装置により、主流として窒素ガスをマッハ２.
３５で流し、二次流としてアルゴンガスをマッハ０．７
の亜音速で噴射し、さらに衝撃波発生器１５を、Ｘsg＝
−５０mm、及びＸsg＝−１０mm位置に、偏角０度、６
度、７度、８度に変えて実験を行った。その結果を図３
に示す。図３は異なる強さの衝撃波を二次流であるアル
ゴンガス層に入射した場合の、二次流噴射口からの距離
に対する、Ｘ＝２０mmでの衝撃波入射前を基準とした壁
圧の変化を示す。このとき、衝撃波発生器はＸsg＝−１
０mmの位置に設置され、衝撃波はＸ＝６０mmあたりに入
射している。
３５で流し、二次流としてアルゴンガスをマッハ０．７
の亜音速で噴射し、さらに衝撃波発生器１５を、Ｘsg＝
−５０mm、及びＸsg＝−１０mm位置に、偏角０度、６
度、７度、８度に変えて実験を行った。その結果を図３
に示す。図３は異なる強さの衝撃波を二次流であるアル
ゴンガス層に入射した場合の、二次流噴射口からの距離
に対する、Ｘ＝２０mmでの衝撃波入射前を基準とした壁
圧の変化を示す。このとき、衝撃波発生器はＸsg＝−１
０mmの位置に設置され、衝撃波はＸ＝６０mmあたりに入
射している。
【００２０】なお、壁面に沿って二次流の噴射がない場
合、偏角０度、６度、７度、８度における衝撃波の反射
による壁圧上昇は、計算値によれば表１に示す通りとな
る。
合、偏角０度、６度、７度、８度における衝撃波の反射
による壁圧上昇は、計算値によれば表１に示す通りとな
る。
【表１】
【００２１】図４の線図から、入射する衝撃波は衝撃波
発生器の偏角が大きい程強くなり、入射する衝撃波が強
くなる程影響領域は広がるが、最高壁圧は殆ど変化して
ないことがわかる。また、この衝撃波の入射による圧力
の上昇値は、表１に示した二次流の噴射のない場合の計
算値よりも遥かに小さいことがわかる。この現象をシュ
リーレン写真で観察したところ、入射衝撃波は二次流層
から反射する時に、衝撃波から膨張波に変わったことが
観測され、それにより壁圧の圧力上昇が抑制効果をもた
らしていることが推測される。なお、壁面に沿う二次流
を超音速にした場合、衝撃波発生器からの衝撃波は衝撃
波として反射することが確認されたので、二次流は亜音
速が好ましい
発生器の偏角が大きい程強くなり、入射する衝撃波が強
くなる程影響領域は広がるが、最高壁圧は殆ど変化して
ないことがわかる。また、この衝撃波の入射による圧力
の上昇値は、表１に示した二次流の噴射のない場合の計
算値よりも遥かに小さいことがわかる。この現象をシュ
リーレン写真で観察したところ、入射衝撃波は二次流層
から反射する時に、衝撃波から膨張波に変わったことが
観測され、それにより壁圧の圧力上昇が抑制効果をもた
らしていることが推測される。なお、壁面に沿う二次流
を超音速にした場合、衝撃波発生器からの衝撃波は衝撃
波として反射することが確認されたので、二次流は亜音
速が好ましい
【００２２】実験２ 上記実験装置により、二次流のガスを全く噴射しない
で、偏角７度の衝撃波発生器をＸsg＝−５０mmに設置し
た場合と、Ｘsg＝−１０mmに設置した場合のそれぞれの
壁圧の変化を実験１と同様に調べた。その結果を図４に
示す。この場合も、二次流を流した実験１の場合と同様
に、衝撃波の入射による壁圧の上昇値は、表１に示した
値よりも遥かに小さかった。そして、Ｘsg＝−５０mmに
衝撃波発生器を設置した場合が、Ｘsg＝−１０mmに設置
した場合に比べて衝撃波反射後の圧力上昇が抑制されて
いることがわかる。なお、この場合、衝撃波入射位置
が、ステップに近い場合に、入射した衝撃波が膨張波と
して反射されることが確認された。以上の実験結果よ
り、本発明の方法が、超音速流れ場における衝撃波の反
射による壁面での圧力上昇を効果的に抑制することがで
きることが確認された。
で、偏角７度の衝撃波発生器をＸsg＝−５０mmに設置し
た場合と、Ｘsg＝−１０mmに設置した場合のそれぞれの
壁圧の変化を実験１と同様に調べた。その結果を図４に
示す。この場合も、二次流を流した実験１の場合と同様
に、衝撃波の入射による壁圧の上昇値は、表１に示した
値よりも遥かに小さかった。そして、Ｘsg＝−５０mmに
衝撃波発生器を設置した場合が、Ｘsg＝−１０mmに設置
した場合に比べて衝撃波反射後の圧力上昇が抑制されて
いることがわかる。なお、この場合、衝撃波入射位置
が、ステップに近い場合に、入射した衝撃波が膨張波と
して反射されることが確認された。以上の実験結果よ
り、本発明の方法が、超音速流れ場における衝撃波の反
射による壁面での圧力上昇を効果的に抑制することがで
きることが確認された。
【００２３】
【発明の効果】以上のように、本発明によれば、超音速
流れ場における衝撃波が反射する壁面に沿って二次流を
噴射するだけで、壁面での圧力上昇を効果的に抑制する
ことができる。これにより、壁面から反射する衝撃波
は、弱められ、過度の圧力上昇、エントロピー増加、及
び熱負荷の増加が抑制される。その結果、冷却剤流量を
減少させることができ、また特別な冷却方法を講じる必
要が解消され、エンジン性能を向上させることができ
る。
流れ場における衝撃波が反射する壁面に沿って二次流を
噴射するだけで、壁面での圧力上昇を効果的に抑制する
ことができる。これにより、壁面から反射する衝撃波
は、弱められ、過度の圧力上昇、エントロピー増加、及
び熱負荷の増加が抑制される。その結果、冷却剤流量を
減少させることができ、また特別な冷却方法を講じる必
要が解消され、エンジン性能を向上させることができ
る。
【００２４】また、二次流を噴射しなくても、ステップ
を設けて衝撃波の入射位置を工夫するだけで、二次流を
噴射した場合と同様な効果を得ることができる。
を設けて衝撃波の入射位置を工夫するだけで、二次流を
噴射した場合と同様な効果を得ることができる。
【図１】本発明の衝撃波による壁面の圧力上昇抑制装置
をロケットエンジンに適用した場合のロケットエンジン
のノズル部の模式図である。
をロケットエンジンに適用した場合のロケットエンジン
のノズル部の模式図である。
【図２】本発明の他の実施形態である衝撃波による壁面
の圧力上昇抑制装置をロケットエンジンに適用した場合
のロケットエンジンのノズル部の模式図である。
の圧力上昇抑制装置をロケットエンジンに適用した場合
のロケットエンジンのノズル部の模式図である。
【図３】本発明に用いた実験装置の概念図である。
【図４】二次流を噴射した場合における、入射角が相違
する衝撃波毎に、二次流噴射口からの距離と衝撃波入射
前を基準とした壁圧との関係を表す線図である。
する衝撃波毎に、二次流噴射口からの距離と衝撃波入射
前を基準とした壁圧との関係を表す線図である。
【図５】二次流の噴射のない状態で、衝撃波入射位置が
変わった場合の壁圧の変化を示す線図である。
変わった場合の壁圧の変化を示す線図である。
１ ロケットエンジン ２ ノズルスカート ３ 二次流噴射口 ５ 燃焼室 ６ 衝撃波 ７ 膨張波 ８ ステップ １０ 吹き出し式風洞 １１ スロート部 １２ テスト部 １３ 二次流噴射口 １５ 衝撃波発生器 １６ 主流 １７ 二次流 １８ 衝撃波
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 斎藤 俊仁 宮城県角田市君萱字小金沢１ 科学技術 庁航空宇宙技術研究所 角田宇宙推進技 術研究センター内 (72)発明者 若松 義男 宮城県角田市君萱字小金沢１ 科学技術 庁航空宇宙技術研究所 角田宇宙推進技 術研究センター内 (72)発明者 須浪 徹治 宮城県角田市君萱字小金沢１ 科学技術 庁航空宇宙技術研究所 角田宇宙推進技 術研究センター内 (56)参考文献 特開 平８−40397（ＪＰ，Ａ) 特開 平６−280679（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−187320（ＪＰ，Ａ) 特開 平８−219094（ＪＰ，Ａ) 特開 昭64−41651（ＪＰ，Ａ) 「日本航空宇宙学会中部・関西支部合 同秋期大会講演集」ｖｏｌ．32 ｐ37− 38「境界層中の音速線上での衝撃波の反 射について」 (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F15D 1/08 B64D 33/04 B64G 1/00 F02K 9/62 F02K 9/97
Claims (8)
- 【請求項１】 超音速流れ場で発生した衝撃波が壁面に
達する部位に、該壁面に沿って亜音速のガスを噴射また
は滲み出させて二次流層を形成し、該二次流層で衝撃波
を反射させることにより衝撃波反射後の圧力上昇を抑制
するようにしたことを特徴とする衝撃波による壁面の圧
力上昇抑制方法。 - 【請求項２】 超音速流れ場で発生した衝撃波が壁面に
達する部位に、下流を向くステップを設け、該ステップ
を過ぎる流れと、入射衝撃波と境界層との干渉域とを干
渉させ、前記ステップ上流からの境界層を壁面から浮き
上がらせるようにしたことを特徴とする衝撃波による壁
面の圧力上昇抑制方法。 - 【請求項３】 前記超音速流れが推進機関の燃焼ガス
で、且つ前記壁面がノズル壁面であり、推進機関のノズ
ル壁面の衝撃波反射部位の圧力上昇を抑制する方法であ
る請求項１又は２記載の壁面の圧力上昇抑制方法。 - 【請求項４】 前記壁面が超音速流中を移動する飛翔体
の表面であり、該飛翔体の超音速流中での壁面の衝撃波
反射部位の圧力上昇を抑制する方法である請求項１又は
２記載の壁面の圧力上昇抑制方法。 - 【請求項５】 超音速流れとなる部分を有する燃焼ガス
を噴射して推力を得る推進機関において、ノズル内壁の
衝撃波を反射する部位に、下流を向くステップを設けた
ことを特徴とする衝撃波による壁面の圧力上昇抑制装
置。 - 【請求項６】 超音速流れとなる部分を有する燃焼ガス
を噴射して推力を得る推進機関において、前記ノズル内
壁の衝撃波を反射する部位に、該内壁面に沿って亜音速
のガスを噴射または滲み出させて二次流層を形成する二
次流噴射口を設けたことを特徴とする衝撃波による壁面
の圧力上昇抑制装置。 - 【請求項７】 前記推進機関がロケットエンジンである
請求項５又は６記載の圧力上昇抑制装置。 - 【請求項８】 前記推進機関がラムジェットである請求
項５又は６記載の圧力上昇抑制装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP08063854A JP3127241B2 (ja) | 1996-02-27 | 1996-02-27 | 衝撃波による壁面の圧力上昇抑制方法及びその装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP08063854A JP3127241B2 (ja) | 1996-02-27 | 1996-02-27 | 衝撃波による壁面の圧力上昇抑制方法及びその装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09229025A JPH09229025A (ja) | 1997-09-02 |
| JP3127241B2 true JP3127241B2 (ja) | 2001-01-22 |
Family
ID=13241350
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP08063854A Expired - Lifetime JP3127241B2 (ja) | 1996-02-27 | 1996-02-27 | 衝撃波による壁面の圧力上昇抑制方法及びその装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3127241B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5736827B2 (ja) * | 2011-02-18 | 2015-06-17 | 株式会社Ihi | ノズルエクステンション |
-
1996
- 1996-02-27 JP JP08063854A patent/JP3127241B2/ja not_active Expired - Lifetime
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 「日本航空宇宙学会中部・関西支部合同秋期大会講演集」ｖｏｌ．３２ ｐ３７−３８「境界層中の音速線上での衝撃波の反射について」 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH09229025A (ja) | 1997-09-02 |
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