SUPERSONIC MIXING AND COMBUSTION OF HYDROGEN USING HIGH-ENTHALPY SHOCK TUNNEL

使用高焓激波隧道进行氢气的超声混合和燃烧

• 批准号: 11650938
• 负责人: ARAI Takakage
• 金额: $ 2.3万
• 依托单位: MURORAN INSTITUTE OF TECHNOLOGY
• 依托单位国家: 日本
• 项目类别: Grant-in-Aid for Scientific Research (C)
• 财政年份: 1999
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 1999 至 2000
• 项目状态: 已结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/grant/KAKENHI-PROJECT-11650938/
• 关键词: SCRAMJET; SUPERSONIC COMBUSTION; SUPERSONIC MIXING; HIGH-ENTHALPY SHOCK TUNNEL; DETONETION; BALLISTIC RANGE; OBLIQUE DETONATION ENGINE; 触媒反応

To investigate the flow and combustion in a Scramjet engine model at about Mach 7 flight condition, a small high enthalpy shock tunnel, whose nozzle exit was of 60 mm diameter, was used. Double wedges were set in the test section as a Scramjet engine intake and combustion chamber model. The compression process used the oblique shock systems, which were generated by vehicle forward edge and cowl, was observed. H^2 and/or C_2H_2-air mixture gas was injected normally to supersonic cross flow of Mach 1.7 in the combustion chamber. A self-emission from combustion gas was observed by using a very high-speed video camera (18,000fps) with image intensifier. And also, the wall static pressure in the combustion chamber was measured. It was clarified that the wall pressure increased when the supersonic combustion occurred

为了研究超燃冲压发动机模型在大约 7 马赫飞行条件下的流动和燃烧，使用了一个小型高焓激波风道，其喷嘴出口直径为 60 毫米。测试部分设置双楔作为超燃冲压发动机进气和燃烧室模型。观察了使用车辆前缘和整流罩产生的斜冲击系统的压缩过程。燃烧室内正常喷射H^2和/或C_2H_2-空气混合气体，形成1.7马赫的超音速横流。使用带有图像增强器的超高速摄像机（18,000fps）观察燃烧气体的自发射。另外，还测量了燃烧室中的壁面静压。阐明了超音速燃烧时壁面压力增加

项目成果

J,KASAHARA: "Experimental Investigations of Steady-State Oblique Detonation Waves Generated around Hypersonic Projectiles"AIAA Paper No.2001-1800(10th International Space Planes and Hypersonic Systems Technologies Conference). (2001)

J，KASAHARA：“高超音速弹丸周围产生的稳态斜爆轰波的实验研究”AIAA 论文第 2001-1800 号（第十届国际空间飞机和高超音速系统技术会议）。

笠原次郎: "極超音速飛行体による定常斜めデトネーションの誘起"第2回再使用型宇宙推進系シンポジウム. 75-80 (2001)

Jiro Kasahara：“高超音速飞行器稳定倾斜爆炸的感应”第二届可重复使用空间推进系统研讨会75-80（2001）。

新井隆景: "小型高エンタルピ衝撃風洞を用いたスクラムジェットエンジン内の流れと燃焼に関する研究"日本航空宇宙学会第41回航空原動機・宇宙推進講演会. 183-188 (2001)

Takakage Arai：“使用小型高焓激波风洞研究超燃冲压发动机中的流动和燃烧”第41届日本航空航天学会航空发动机和空间推进会议183-188（2001）。

新井隆景: "超音速流中に垂直に噴出する音速噴流の特性"日本機械学会第78期流体工学部門講演会講演論文集. No.205. (2000)

Takakage Arai：“超音速流中垂直喷射的音速射流的特性”日本机械工程学会第 78 届流体工程分部会议论文集第 205 期。（2000 年）

Takakage Arai, Jiro Kasahara, Fuminori Sakima, Kazuhide Mizobata, Hiromu Sugiyam: "Penetration of Jets Injected Into A Supersonic Cross Flow(in Japanese)"Proceedings, 2000 Meeting of Japan Society of Fluid Mechanics. 305-306 (2000)

Takakage Arai、Jiro Kasahara、Fuminori Sakima、Kazuhide Mizobata、Hiromu Sugiyam：“射流注入超音速横流的穿透（日语）”会议记录，2000 年日本流体力学学会会议。