丸 祐介

A fiber-optic hydrogen gas sensor based on a shift of Bragg wavelength induced by reaction heat and strain was developed. Platinum-supported tungsten trioxide (Pt/WO3) film which was utilized as hydrogen sensitive material was derived by sol-gel method. In this study, two types of the sensor structures were fabricated and evaluated. The sensor device where fiber Bragg grating (FBG) was fixed on the quartz glass substrate coated with the Pt/WO3 film using adhesive tape showed good sensitivity. It was found that both reduction of WO3 and oxidation of tungsten bronze were exothermic reaction. The heat generated by the oxidation process was considerably larger than that of reduction. The response behavior of the other type FBG sensing device directly coated with Pt/WO3 film was complicated. It was suggested that there seemed to be competitive response mechanisms related to generation of reaction heat and strain in reduction and oxidation process of sensing film.

本稿では,空気吸い込み式エンジンを用いた二段式スペースプレーンの実現に必要な要素およびシステム技術を飛行実証するための,科学実験気球を利用した飛行実験システムについて概説する.気球を利用することの利点としては,飛翔体の上昇がロケットによるそれよりも穏やかな機械環境においてなされ,必要なコストやオペレーションの煩雑さも比較的小さいことが挙げられる.本実験システムは,高速飛行する揚力飛翔体に必要な技術,例えば機体形状やエンジンの空気力学といった技術の獲得に貢献できるものである.

平成24年度宇宙輸送シンポジウム (2013年1月17日-1月18日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県形態: カラー図版あり形態: PDF資料番号: AA0061856060レポート番号: STCP-2012-060

平成24年度宇宙輸送シンポジウム (2013年1月17日-1月18日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県現在、再使用型宇宙輸送システムには様々なコンセプトが提案されているが、二段式スペースプレーンが候補に挙がっている。二段式スペースプレーンは揚力飛行をするが、その場合、揚抗比の高さが飛行効率の良さと関係している。しかし一般に、超音速飛行時には造波抵抗の発生により、高い揚抗比の確保は難しい。そこで超音速飛行時で高揚抗比を得る空力形状として二段式スペースプレーンの一段目にウェーブライダーを適用することを考えた。スペースプレーンは基本的に巡航点がないため明確な設計マッハ数を持たない。しかし、ウェーブライダーは設計マッハ数がピンポイントで決まるため、スペースプレーンに適用するウェーブライダーを設計する際には設計マッハ数等の設計点をどこに設定するかが大きな問題となる。しかしウェーブライダーに関する先行研究の多くは設計マッハ数周りのものであり、広いマッハ数に対する研究例は少ない。そこでスペースプレーンに適したウェーブライダーを明らかにするため、設計点の異なる複数のウェーブライダー形状を設計し、CFD解析を用いて設計マッハ数だけでなく、主流マッハ数2～6での空力特性を評価した。その結果、本研究で対象としたウェーブライダーの中では設計マッハ数3の形状が最も良好な揚抗比が得られた。また風洞実験にて空力特性を取得し、CFD解析の結果と比較することでCFD解析の妥当性を評価した。形態: カラー図版あり形態: PDF資料番号: AA0061856061レポート番号: STCP-2012-061

研究成果の概要 : 機体関連

Liquid Natural Gas (LNG) will be used as propellant of near future space vehicles and rocket engines. Cooling characteristics of engines, especially methane thermal cracking characteristics depend on material candidate for nozzle and chamber cooling passage material temperature. This paper describes these effects on coking and sample analysis method is suggested.

JAXA では,マッハ5 クラスの極超音速機へ搭載するための極超音速ターボジェットエンジンの開発研究を進めている.このエンジンの特徴は,液体水素燃料の冷熱を利用して圧縮機入口の空気を冷却する空気予冷却サイクルを採用している点にあり,これによって従来のターボジェットエンジンでは動作不可能な極超音速飛行が可能になる.現在,推力100 kgf 級のサブスケールエンジンを製作し,飛行実験機搭載形態での地上燃焼試験を実施している.本稿では,極超音速ターボジェットエンジンの飛行実験用に開発した搭載型エンジン制御装置の設計と,地上実験による性能確認結果を示す.

現在JAXA では,高々度気球からの自由落下を利用した微小重力実験装置の開発が進められている.この装置の特徴は,独特の二重殻構造を持つ点にあり,気球からの自由落下中に,内側の実験部を機体内部で浮遊させることで,30 秒から60 秒の良質な微小重力環境が得られる.落下中の機体姿勢制御,および実験部と機体内壁の隙間制御用に,合計16 基の50N 級コールドガスジェットスラスタが搭載されている.本稿では,微小重力実験装置用に開発されたガスジェットスラスタの設計と,その地上性能試験結果,飛行試験による実証結果について示す.

特集 : 「航空宇宙機システム研究センターにおける開発研究」 (1. 小型推進エンジンプロジェクトグループ)

特集 : 「航空宇宙機システム研究センターにおける開発研究」 (2. 小型無人実験機プロジェクトグループ)

特集 : 「航空宇宙機システム研究センターにおける開発研究」 (3. 地上・飛行試験支援グループ)

研究紹介 : 試験設備関連

研究紹介 : 共同研究報告

研究紹介 : 共同研究報告

研究紹介 : 機体関連

研究紹介 : 機体関連

This paper reports experimental studies on telescopic aerospikes with multiple disks. The telescopic aerospike is useful as an aerodynamic control device; however, changing its length causes a buzz phenomenon, which many researchers have reported. The occurrence of buzzing might be critical to the vehicle because it brings about severe pressure oscillations on the surface. Disks on the shaft produce stable recirculation regions by dividing the single separation flow into several conical cavity flows. The telescopic aerospikes with stabilizer disks are useful without any length constraints. Aerodynamic characteristics of the telescopic aerospikes were investigated through a series of wind tunnel tests. Transition of recirculation/reattachment flow modes of a plain spike causes a large change in the drag coefficient. Because of this hysteresis phenomenon and the buzzing, the plain spike is unsuitable for fine aerodynamic control devices. Adding stabilizer disks is effective for the improved control of aerospikes.

In this paper, a concept of a new variable-geometry aerodynamics device, which is designated “Multiple-Row-Disk (MRD) device,” is introduced. The MRD device divides large separation region around the shaft of an aerospike into several small cavity flows with multiple disks arranged on the shaft. Experimental studies on aerodynamic characteristics of conical nose with axisymmetric cavities were conducted in order to evaluate a feasibility and a fundamental characteristics of the MRD device. It was found that the MRD device could improve not only drag characteristics compared to the conventional aerospikes, but also static longitudinal stability characteristics compared to the conical nose.