JPH07243934A - 超音速風洞 - Google Patents
超音速風洞Info
- Publication number
- JPH07243934A JPH07243934A JP3571994A JP3571994A JPH07243934A JP H07243934 A JPH07243934 A JP H07243934A JP 3571994 A JP3571994 A JP 3571994A JP 3571994 A JP3571994 A JP 3571994A JP H07243934 A JPH07243934 A JP H07243934A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- nozzle
- section
- hinge
- wind tunnel
- mach number
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
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- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明はマッハ数を変えるためにはノズルの
形状変更その他の煩瑣な変更を必要とした従来の不具合
を解消する超音速風洞を提供することを目的とする。 【構成】 本発明はノズル部から高速噴射した気体を計
測部に誘導して風洞試験を行なう超音速風洞において、
ノズル部に対し屈曲可能にかつ屈曲角度の調整可能に設
けられた計測部を具備してなることを特徴とする超音速
風洞、を構成とする。
形状変更その他の煩瑣な変更を必要とした従来の不具合
を解消する超音速風洞を提供することを目的とする。 【構成】 本発明はノズル部から高速噴射した気体を計
測部に誘導して風洞試験を行なう超音速風洞において、
ノズル部に対し屈曲可能にかつ屈曲角度の調整可能に設
けられた計測部を具備してなることを特徴とする超音速
風洞、を構成とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は空気力学上の試験設備で
ある超音速風洞に関する。
ある超音速風洞に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の風洞試験装置である通常の超音速
風洞について図５を用いて説明する。図において風洞は
ノズル部１と計測部２が直線状に配置されている。ま
た、計測部２の気流のマッハ数はノズル部１の形状によ
り定まる。すなわち、所定のマッハ数の気流４を計測部
２に生成させるには、しかるべき形状のブロック構造の
ノズルを挿入するか（ブロック方式）、ノズル壁をフレ
キシブルな板材で製作し、これを望みの形に変形させる
方式（フレキシブル壁方式）がとられる。いずれにして
も、ノズル部１の形状を変化させて所要の気流マッハ数
を計測部２に生成させる。
風洞について図５を用いて説明する。図において風洞は
ノズル部１と計測部２が直線状に配置されている。ま
た、計測部２の気流のマッハ数はノズル部１の形状によ
り定まる。すなわち、所定のマッハ数の気流４を計測部
２に生成させるには、しかるべき形状のブロック構造の
ノズルを挿入するか（ブロック方式）、ノズル壁をフレ
キシブルな板材で製作し、これを望みの形に変形させる
方式（フレキシブル壁方式）がとられる。いずれにして
も、ノズル部１の形状を変化させて所要の気流マッハ数
を計測部２に生成させる。
【０００３】なお、３は超音速流を安定的に得るために
計測部２後流に設けられた第２スロートである。
計測部２後流に設けられた第２スロートである。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の超音速風洞
には解決すべき次の課題があった。
には解決すべき次の課題があった。
【０００５】すなわち、従来の超音速風洞においては、
所要の気流マッハ数を計測部に生成させるには、計測部
上流のノズル部の形状を所定のものに設定しなければな
らないため、次の（１）〜（３）の問題点がある。
所要の気流マッハ数を計測部に生成させるには、計測部
上流のノズル部の形状を所定のものに設定しなければな
らないため、次の（１）〜（３）の問題点がある。
【０００６】（１）試験する全てのマッハ数に対するノ
ズル形状を設計しておく必要がある。また、ブロック方
式のノズル部の場合には、試験するマッハ数全てについ
て、ノズル部を製作しなければならない。
ズル形状を設計しておく必要がある。また、ブロック方
式のノズル部の場合には、試験するマッハ数全てについ
て、ノズル部を製作しなければならない。
【０００７】（２）マッハ数によりノズル部形状が変る
ため、気流の特性（空間的速度分布の一様性及び時間的
な速度変動等）がそれぞれ変化し、ちがうマッハ数に対
するデータの比較の条件が一定でなくなる。
ため、気流の特性（空間的速度分布の一様性及び時間的
な速度変動等）がそれぞれ変化し、ちがうマッハ数に対
するデータの比較の条件が一定でなくなる。
【０００８】（３）通風中にマッハ数を変化させる場合
にフレキシブル壁方式でもノズル壁形状を変形させる手
段は複雑になる。（ブロック方式では当然のことなが
ら、通風中にマッハ数は変化できない。） 本発明は上記課題解決のため、ノズル部に対し、計測部
の角度を変更するのみで、所望のマッハ数を得られる超
音速風洞を提供することを目的とする。
にフレキシブル壁方式でもノズル壁形状を変形させる手
段は複雑になる。（ブロック方式では当然のことなが
ら、通風中にマッハ数は変化できない。） 本発明は上記課題解決のため、ノズル部に対し、計測部
の角度を変更するのみで、所望のマッハ数を得られる超
音速風洞を提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、ノズル部から高速噴射した気体を計測部に
誘導して風洞試験を行なう超音速風洞において、ノズル
部に対し屈曲可能にかつ屈曲角度の調整可能に設けられ
た計測部を具備してなることを特徴とする超音速風洞、
を提供しようとするものである。
手段として、ノズル部から高速噴射した気体を計測部に
誘導して風洞試験を行なう超音速風洞において、ノズル
部に対し屈曲可能にかつ屈曲角度の調整可能に設けられ
た計測部を具備してなることを特徴とする超音速風洞、
を提供しようとするものである。
【００１０】
【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。
を有する。
【００１１】先ず、衝撃波に関する空気力学理論につい
て図２により説明する。超音速気流が流れている場にお
いて、図に示す様に、壁が凹状に屈曲角１１で屈曲して
いる場合、この屈曲部より衝撃波８が発生する。すると
気流もこの衝撃波８により気流方向が曲げられ、かつ、
衝撃波８通過後の（衝撃波より下流の）下流気流マッハ
数１０が衝撃波８通過以前の（衝撃波より上流の）上流
気流マッハ数９より低下する。このマッハ数の低下の具
合いは壁の屈曲角１１と上流気流マッハ数９に依存し、
空気力学理論により決定される。例えば、上流気流マッ
ハ数９が２．０で壁の屈曲角１１が１０度のとき、下流
気流マッハ数１０は約１．６５となり、屈曲角１１が２
０度のときは、下流気流マッハ数１０は約１．２０とな
る。
て図２により説明する。超音速気流が流れている場にお
いて、図に示す様に、壁が凹状に屈曲角１１で屈曲して
いる場合、この屈曲部より衝撃波８が発生する。すると
気流もこの衝撃波８により気流方向が曲げられ、かつ、
衝撃波８通過後の（衝撃波より下流の）下流気流マッハ
数１０が衝撃波８通過以前の（衝撃波より上流の）上流
気流マッハ数９より低下する。このマッハ数の低下の具
合いは壁の屈曲角１１と上流気流マッハ数９に依存し、
空気力学理論により決定される。例えば、上流気流マッ
ハ数９が２．０で壁の屈曲角１１が１０度のとき、下流
気流マッハ数１０は約１．６５となり、屈曲角１１が２
０度のときは、下流気流マッハ数１０は約１．２０とな
る。
【００１２】このように上流気流マッハ数９に対し、壁
を色々な角度に屈曲させることによって小さい数値の種
々の下流気流マッハ数１０が得られる。
を色々な角度に屈曲させることによって小さい数値の種
々の下流気流マッハ数１０が得られる。
【００１３】従って、ノズル部に対し、屈曲可能にかつ
屈曲角度の調整可能に計測部を設けた本発明の構成によ
れば、ノズル形状の変更や、ブロック方式、フレキシブ
ル壁方式等の選択を伴なうことなく、計測部を所要角度
屈曲することによって容易に所望の気流マッハ数が得ら
れる。
屈曲角度の調整可能に計測部を設けた本発明の構成によ
れば、ノズル形状の変更や、ブロック方式、フレキシブ
ル壁方式等の選択を伴なうことなく、計測部を所要角度
屈曲することによって容易に所望の気流マッハ数が得ら
れる。
【００１４】
【実施例】本発明の第１、第２実施例を図１、図３、図
４により説明する。なお、従来例と同様の構成部材には
同符号を付し、必要ある場合を除き説明を省略する。
４により説明する。なお、従来例と同様の構成部材には
同符号を付し、必要ある場合を除き説明を省略する。
【００１５】（第１実施例）第１実施例を図１、図３に
より説明する。
より説明する。
【００１６】図１は本実施例の模式的縦断面、図３は本
実施例の主として第２流路６の説明及び作用の説明のた
めの模式図である。
実施例の主として第２流路６の説明及び作用の説明のた
めの模式図である。
【００１７】両図において、ノズル部１と計測部２とは
図の下側で回転ヒンジ７によって連結され、図の屈曲角
αを自由に変更できるよう構成されている。回転ヒンジ
７からその反対側（図の上方）に至る範囲は回転ヒンジ
７の回転によってノズル部１と計測部２とが後述するよ
うにオーバーラップしない程度に会合する屈曲部５をな
している。６は後述する第２流路、２１は同じく遮板で
ある。その他の構成は従来例と同様である。
図の下側で回転ヒンジ７によって連結され、図の屈曲角
αを自由に変更できるよう構成されている。回転ヒンジ
７からその反対側（図の上方）に至る範囲は回転ヒンジ
７の回転によってノズル部１と計測部２とが後述するよ
うにオーバーラップしない程度に会合する屈曲部５をな
している。６は後述する第２流路、２１は同じく遮板で
ある。その他の構成は従来例と同様である。
【００１８】次に上記構成の作用を構成の詳述を兼ねな
がら説明する。
がら説明する。
【００１９】先ず、図１を平面図と考えれば、風洞の天
井と床は平行な平面で覆えばよく、空気の漏れをなくす
るのは困難ではない。しかし、屈曲部５の、回転ヒンジ
７の反対側の風洞壁は、回転によりノズル部１と計測部
２が構造的に干渉するのを防ぐためと回転ヒンジ７で発
生する衝撃波が反対側の壁で反射することを防ぐため
に、図３に示す様に、遮板２１によりすき間１２と第２
流路６を設ける。すなわち、すき間１２を作ることによ
り回転（屈曲）により生じるノズル部１と計測部２の構
造上の干渉を防ぎ、合わせて衝撃波８を第２流路６に導
き、第２流路６の中で反射衝撃波１３を形成させる。そ
の結果、本来の試験領域である第１流路１５は反射衝撃
波１３の影響を受けず、良好な流れ場（速度分布等の一
様性の良い流れ場）を作り出すことができる。
井と床は平行な平面で覆えばよく、空気の漏れをなくす
るのは困難ではない。しかし、屈曲部５の、回転ヒンジ
７の反対側の風洞壁は、回転によりノズル部１と計測部
２が構造的に干渉するのを防ぐためと回転ヒンジ７で発
生する衝撃波が反対側の壁で反射することを防ぐため
に、図３に示す様に、遮板２１によりすき間１２と第２
流路６を設ける。すなわち、すき間１２を作ることによ
り回転（屈曲）により生じるノズル部１と計測部２の構
造上の干渉を防ぎ、合わせて衝撃波８を第２流路６に導
き、第２流路６の中で反射衝撃波１３を形成させる。そ
の結果、本来の試験領域である第１流路１５は反射衝撃
波１３の影響を受けず、良好な流れ場（速度分布等の一
様性の良い流れ場）を作り出すことができる。
【００２０】本実施例によれば作用の項で説明した理由
により、屈曲角αを適切に調整することによって所望の
気流マッハ数が得られる。
により、屈曲角αを適切に調整することによって所望の
気流マッハ数が得られる。
【００２１】（第２実施例）第２実施例を図４により説
明する。図４は本実施例の要部の模式的縦断面図であ
る。
明する。図４は本実施例の要部の模式的縦断面図であ
る。
【００２２】本実施例は第１実施例の屈曲部５に相当す
る部位をシール対策した例に相当するもので、図におい
て１６はノズル部１の回転ヒンジ７の反対側の壁外面に
沿ってスライド可能に設けられたスライド板、１７はノ
ズル部１と計測部２とをジャバラ状に被うシール材であ
る。その他の構成は第１実施例と特段の相違はない。
る部位をシール対策した例に相当するもので、図におい
て１６はノズル部１の回転ヒンジ７の反対側の壁外面に
沿ってスライド可能に設けられたスライド板、１７はノ
ズル部１と計測部２とをジャバラ状に被うシール材であ
る。その他の構成は第１実施例と特段の相違はない。
【００２３】次に上記構成の作用について説明する。
【００２４】スライド板１６はすき間１２の大きさを調
整するもので、衝撃波８を可及的に小さいすき間１２を
潜らせて第２流路６に引き込み、それ以外の壁部分を広
くとるのに用いる。シール材１７は流路全体を大気から
隔てるもので、ジャバラや布状のものでフレキシブルに
ノズル部１と計測部２をつなげばよい。
整するもので、衝撃波８を可及的に小さいすき間１２を
潜らせて第２流路６に引き込み、それ以外の壁部分を広
くとるのに用いる。シール材１７は流路全体を大気から
隔てるもので、ジャバラや布状のものでフレキシブルに
ノズル部１と計測部２をつなげばよい。
【００２５】一方、第２流路６は第１流路１５と共に下
流で大気につながる。第１流路１５には、風洞理論に従
い、従来同様、第２スロート３を設けてある。
流で大気につながる。第１流路１５には、風洞理論に従
い、従来同様、第２スロート３を設けてある。
【００２６】本実施例の場合はスライド板１６及びシー
ル材１７によって第１流路１５の流れが、外部及び第２
流路６と干渉絶無に近い状態で形成されるので、一層、
能率的、安定的に所望の気流マッハ数が得られるという
利点がある。
ル材１７によって第１流路１５の流れが、外部及び第２
流路６と干渉絶無に近い状態で形成されるので、一層、
能率的、安定的に所望の気流マッハ数が得られるという
利点がある。
【００２７】以上の通り、第１、第２実施例によれば、
回転ヒンジ７まわりに計測部２を回転操作することのみ
によって所望の気流マッハ数が得られるという利点があ
る。
回転ヒンジ７まわりに計測部２を回転操作することのみ
によって所望の気流マッハ数が得られるという利点があ
る。
【００２８】また、種々の形状のノズルを用意したり、
ブロック方式、フレキシブル方式等の準備や選択を一
切、必要としないという利点がある。
ブロック方式、フレキシブル方式等の準備や選択を一
切、必要としないという利点がある。
【００２９】また、ノズル部１に対する計測部２の屈曲
角αを無段的に調節でき、従って無段的に任意の気流マ
ッハ数をきわめて容易に得ることができるという利点が
ある。
角αを無段的に調節でき、従って無段的に任意の気流マ
ッハ数をきわめて容易に得ることができるという利点が
ある。
【００３０】また、遮板２１を併用することによって一
様性、安定性に優れた気流マッハ数を得られるという利
点がある。
様性、安定性に優れた気流マッハ数を得られるという利
点がある。
【００３１】また、試験途中であっても、ノズル部その
他の交換や補正を必要とすることなく、屈曲角αを変え
るだけの操作で殆ど瞬時にマッハ数を変更できるという
利点がある。
他の交換や補正を必要とすることなく、屈曲角αを変え
るだけの操作で殆ど瞬時にマッハ数を変更できるという
利点がある。
【００３２】従って、従来に比し、数多くの実験をきわ
めて短時間で消化できるという利点がある。
めて短時間で消化できるという利点がある。
【００３３】
【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の効果を有する。
の効果を有する。
【００３４】即ち、本発明によれば、ノズル部に対する
計測部の屈曲角度を変えることのみによって所望のマッ
ハ数が得られるので、試験するマッハ数によりノズル形
状を変える必要がない。また、ノズル形状に依存する気
流の非一様性が発生することを防ぐことができ、良好な
流れ場を生成させることができる。
計測部の屈曲角度を変えることのみによって所望のマッ
ハ数が得られるので、試験するマッハ数によりノズル形
状を変える必要がない。また、ノズル形状に依存する気
流の非一様性が発生することを防ぐことができ、良好な
流れ場を生成させることができる。
【００３５】また、マッハ数の変更操作が極めて容易
で、短期間の通風中にも、素早く変化させることができ
る。
で、短期間の通風中にも、素早く変化させることができ
る。
【００３６】従って風洞試験能率が飛躍的に向上する。
【図１】本発明の第１実施例の模式的縦断面図、
【図２】本発明の作用の説明図、
【図３】本発明の第１実施例の作用等の説明図、
【図４】本発明の第２実施例の要部の模式的縦断面図、
【図５】従来例の模式的縦断面図である。
１ ノズル部 ２ 計測部 ５ 屈曲部 ６ 第２流路 ７ 回転ヒンジ １２ すき間 １５ 第１流路 １６ スライド板 １７ シール材 ２１ 遮板
Claims (1)
- 【請求項１】 ノズル部から高速噴射した気体を計測部
に誘導して風洞試験を行なう超音速風洞において、ノズ
ル部に対し屈曲可能にかつ屈曲角度の調整可能に設けら
れた計測部を具備してなることを特徴とする超音速風
洞。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3571994A JPH07243934A (ja) | 1994-03-07 | 1994-03-07 | 超音速風洞 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3571994A JPH07243934A (ja) | 1994-03-07 | 1994-03-07 | 超音速風洞 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07243934A true JPH07243934A (ja) | 1995-09-19 |
Family
ID=12449671
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3571994A Withdrawn JPH07243934A (ja) | 1994-03-07 | 1994-03-07 | 超音速風洞 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07243934A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102607799A (zh) * | 2012-02-10 | 2012-07-25 | 南京航空航天大学 | 一种改变超声速风洞模型实验马赫数的装置及工作方法 |
| CN104132811A (zh) * | 2014-05-04 | 2014-11-05 | 中国航天空气动力技术研究院 | 冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置 |
| CN105738067A (zh) * | 2016-02-01 | 2016-07-06 | 南京航空航天大学 | 一种两道同侧斜激波相交后参数的快速确定方法 |
| CN107272412A (zh) * | 2017-07-13 | 2017-10-20 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种暂冲式风洞流场控制的辩识方法 |
| CN108362465A (zh) * | 2017-12-29 | 2018-08-03 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所 | 连续式跨声速风洞半柔壁面喷管喉块竖直空间式电动驱动装置 |
-
1994
- 1994-03-07 JP JP3571994A patent/JPH07243934A/ja not_active Withdrawn
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102607799A (zh) * | 2012-02-10 | 2012-07-25 | 南京航空航天大学 | 一种改变超声速风洞模型实验马赫数的装置及工作方法 |
| CN104132811A (zh) * | 2014-05-04 | 2014-11-05 | 中国航天空气动力技术研究院 | 冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置 |
| CN105738067A (zh) * | 2016-02-01 | 2016-07-06 | 南京航空航天大学 | 一种两道同侧斜激波相交后参数的快速确定方法 |
| CN105738067B (zh) * | 2016-02-01 | 2018-04-06 | 南京航空航天大学 | 一种两道同侧斜激波相交后参数的快速确定方法 |
| CN107272412A (zh) * | 2017-07-13 | 2017-10-20 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种暂冲式风洞流场控制的辩识方法 |
| CN108362465A (zh) * | 2017-12-29 | 2018-08-03 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所 | 连续式跨声速风洞半柔壁面喷管喉块竖直空间式电动驱动装置 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20010508 |