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宇宙往還機の大気圏再突入時には、機体まわりの強い衝撃波により窒素、酸素分子の解離が起こる。解離原子の再結合特性は機体表面の触媒性に大きく依存し、機体への熱伝達に大きく影響する。しかしながら、表面触媒効果による流れ場や空力加熱への影響についての実験的研究は少なく、触媒効果のモデル化およびその検証も進んでいない。本報告では高温衝撃風洞における平板模型の空力加熱に対する触媒性の影響の研究について述べる。風洞試験には金属およびSiO2をコーディングした平板模型を使用し、供試体表面温度の触媒効果に対する影響を調べるため、ヒーターによる予熱機構を採用した。, 資料番号: AA0032235015, レポート番号: NAL SP-51

空気加熱などによって高温になる構造物の設計に不可欠な熱物性値の1つである放射率を、試料移動法によって測定する方法を確立した。計測値の補正法を明確にし、高中低の3領域の値を評価できることを示した。, In this paper a new technique was proposed for the measurement of high temperature emissivity. The method employed here is based on the moving specimen method, and the new technique was applied to graphite specimens in several states of surface roughness. It was observed that emissivity depends on the roughness of the surface and is influenced by the time constant of the emissivity sensor., 資料番号: AA0028647000, レポート番号: NAL TM-755

集中熱容量式(スラグ)カロリメータにより、750kWアーク加熱風洞気流の熱流束を計測した。銅製のスラグ表面には、種々の触媒特性のコーティングを実施し、その熱流束値への効果を調べた。熱流束値は、Cu、Niなどの金属表面で大きく、SiOなどのガラス質非触媒性表面では極めて小さいことが確認され、その序列は文献値と一致した。熱流束計測値は、ガードン式カロリメータの結果とオーダーで一致し、その平均的値のガードン計測値からの偏差は倍数1.8程度に収まった。この差違は、計測面積の相違、表面状態の不明確さ、流れ場の不均一などに由来すると推定される。, This paper shows the application of a slug type calorimeter to the heat flux measurements of an arc-heated flow, and evaluates the effect of slug surface coatings with differing catalytic efficiency on measured heat flux. Metallic coatings are more catalytic and result in higher heat flux values than coating containing silica. These results are in accordance with the known order of catalytic effectiveness. Measured heat flux values agree in magnitude and lie within a factor of 1.8 of the values obtained by Gardon type calorimeters. Presumed sources of the difference are the difference in sensing areas, ambiguity of surface characteristics, and flow field nonuniformity., 資料番号: AA0001979000, レポート番号: NAL TR-1388

22-23 May 1997 (58th). 27-28 Nov. 1997 (59th), 熱的、化学的非平衡を伴う、アーク加熱された高エンタルピ気流中でのカロリメータによる熱流束の計測は非常に困難を伴う。気相の反応に加えて、プローブの表面状態(触媒性、放射率など)が種々の影響を及ぼす。本報告では、750kWアーク加熱風洞で標準的に使用しているガードンゲージをセンサとして用いたガードン式カロリメータの指示値の妥当性を評価するために、アーク加熱気流計測への適用上の諸問題を検討した。計測原理の異なる熱容量式(スラグ)カロリメータの表面にNi、SiO2などをコーティングして計測した熱流束値との比較により、ガードンゲージは表面特性などの不明確さの範囲内で妥当な結果を与えることがわかった。, It accompanies unusual difficulties to measure heat flux with calorimeter in arc heated high enthalpy flow involving thermally and chemically non-equilibrium flow. In that case, specific surface states (catalytic activity, emissivity and so on) of a probe affects various influences in addition to those of gas phase reaction. In this report, several problems when applying Gardon calorimete to arc heated high enthalpy flow is examined, in order to evaluate reasonability of indicated values by Gardon type calorimeter employing usual Gardon gauge used in 750-kW arc heated high enthalpy wind tunnel as a sensor. It was found by comparing heat flux value measured with different principle slug calorimeter of which surface is coated with Ni, SiO2, etc. that the Gardon gauge indicates reasonable results producing less obscurity in the extent of falling in the range of those caused by surface features., 資料番号: AA0001434007, レポート番号: NAL SP-38

宇宙往還機などの耐熱材料評価試験において表面温度の評定や内部への入熱量の推定を精度よく行うためには、高温での放射率を正確に知ることが極めて重要である。この放射率を試料移動法により試験温度範囲1,073Kから2,773Kまで計測する高温放射率計測装置が1993年に導入された。本装置により求められた放射率の値は、供試体の材質によっては装置の特性により、必ずしも満足した結果が得られないため補正が必要となった。そこで計測結果の精度向上を図るため、供試体に熱電対を埋め込みその計測値から放射率を算出する補正方法を考案した。その結果、比較的放射率の高い材料においてはほぼ妥当な値が求められ、放射率計測試験結果の精度向上の見通しが得られた。本報告は、装置の計測原理、装置構造の詳細な説明、データ補正方法および解析結果などについて述べる。, Emissivity is one of the most important parameters for evaluation the high-temperature behavior of refractory materials used in aerospace applications. An emissivity measuring apparatus (emissiometer) has been introduced for the development and testing of Thermal Protection System (TPS) materials. It can determine the emissivity under very high-temperature conditions up to 2,773 K. Built-in data reduction procedures were examined and a correction method was developed in order to obtain valid results. Analysis based on this method showed reasonable results on a graphite specimen. This paper outlines the apparatus and measurement principle are given first and a series of verification tests., 資料番号: AA0001070000, レポート番号: NAL TM-715

アーク加熱風洞は、宇宙往還機の機体の再突入時の空力加熱から保護する防熱系(Thermal Protection System: TPS)材料の開発、評価に必須の地上試験設備である。日本においても、国産宇宙往還機の開発を目標としたNAL(航空宇宙技術研究所)/NASDAの共同研究のもとで450kWのアーク加熱風洞を1981-1982年に建設、運用して各種の耐熱材料の加熱試験を実施してきた。この風洞の気流特性の改良、高加熱率での試験能力の安定化などの試験能力向上を目的として、1993年にアーク加熱器を大出力化のために交換、ディフューザと排気系の性能向上などを中心とした大改造を実施した。その結果、最大入力750kWでの運用が可能となり、外径50mmの平頭模型で最大加熱率2.2MW/平方メートルで安定した澱点加熱試験が可能となった。また、チャネルノズルの装備により100mm x 100mmの平板供試体の試験も実施できるようになった。本論文では、この750kWアーク加熱風洞の全体構造、各構成要素の性質について詳述する。また、加熱器の放電特性と気流の圧力、加熱率などの運用動作特性を述べる。, Arc-heated wind tunnels are essential ground test facilities for the development and evaluation of Thermal Protection System (TPS) materials which protect the body of space vehicles from severe reentry heating environments. Under an NAL (National Aerospace Laboratory of Japan)/NASDA joint space program, a 450 kW archeated wind tunnel was built and operated to test the TPS materials for a planned Japanese space vehicle, HOPE. In 1993, to improve the operational characteristics of the tunnel, such as aerodynamic flow characteristics and heating rates, a complete reconstruction of the tunnel was done. This included the introduction of a multisegment arc heater, improvements in the evacuating system capacity and so on. As a result, the operating range extended up to 750 kW and a heating rate of 2.2 MW/sq m was obtained for a 50 mm diameter flat faced cylinder model. Due to the inclusion of a channel nozzle, the testing ability of a flat panel model of 100 mm x 100 mm size was added. This paper describes the structure and function of the 750 kW wind tunnel and its components. Operational characteristics of the arc-heater and low density free stream are also delineated., 資料番号: AA0032831000, レポート番号: NAL TM-760