未来への夢がみえる！

A Vision of the Future Airplane!

高空性能試験設備Altitude Test Facility

低ソニックブーム実証用の静粛超音速研究機

極超音速ターボジェットエンジンを搭載した極超音速旅客機

Silent supersonic technology demonstrator

Hypersonic transport propelled by hypersonic turbojet engines

独立行政法人宇宙航空研究開発機構本所：〒182-8522東京都調布市深大寺東町7-44-1調布飛行場分室：〒181-0015東京都三鷹市大沢6-13-1ホ ー ム ペ ー ジ ：http://www.jaxa.jp

電話：0422-40-3000（代）電話：0422-40-3000（代）

独立行政法人宇宙航空研究開発機構研究開発本部ジェットエンジン技術研究センター

Japan Aerospace Exploration AgencyHeadquarters :7-44-1 Jindaiji Higashi-machi, Chofu-shi, Tokyo 182-8522 Japan Tel. +81-422-40-3000Chofu Airfield Branch : 6-13-1 Osawa, Mitaka-shi, Tokyo 181-0015 JapanTel . +81-422-40-3000URL :http://www.jaxa.jpリサイクル適性 Aこの印刷物は、印刷用の紙へリサイクルできます。

2010.7,2000 SAN

Jet Engine Technology Research CenterAerospace Research and Development DirectorateJapan Aerospace Exploration Agencyここは高度15,000m、最高速度マッハ2の超音速の世界です。

This unique facility attains flight-like conditions with a pressure equivalent to an altitude of 15,000m and a speed of Mach 2.

飛行しているときと同じ条件でエンジンの性能試験をします。
Engine performance test is conducted under simulated in-flight conditions.

高空性能試験設備Altitude Test Facility

排気消音器

吸気消音器

Exhaust Noise Suppressor Tower■Outline of the Test Facility■試験施設の概要

Air Inlet Noise Suppressor Tower

高空性能運転試験設備は、平成9年度から設計検討が開始され、

The altitude Test Facility was completed in March, 2001. This facility

平成13年3月に完成した設備です。
当該設備では高空での飛行状態

attains flight-like conditions with a pressure equivalent to an altitude

を地上で模擬することができ、約1tクラスのエンジンを高度15km、of 15,000m and a speed of Mach 2.

マッハ数2.0の環境下において連続運転することが可能です。

These flight conditions are simulated in a Low Pressure Engine Test

試験では低圧排気装置を使用し、高空エンジン試験チャンバ内を高空と同じ圧力に保ち、エンジンをチャンバ内で運転します。

Chamber by reducing pressuer utilizing a Suction Compressor andadjustiing the engine inlet temperature with an Electric Heater.

これにより、飛行中と同じ条件でのエンジンの性能や特性を調べ低圧排気装置Suction Compressor

ることができます。
■試験施設の諸元■Test Facility Specification施設の主な諸元

Facility Specification

・模擬できる飛行高度 最高高度 15km

・Test conditions:・模擬できる飛行速度 最高速度 マッハ 2・施設消費電力

約6,000kw

試験されるエンジンの主な諸元・型式

ターボジェットエンジン

・推力最大870kg

・最大マッハ数

マッハ 2

・重量約164kg

Alt. 15kmMach 2 maxApprox. 6,000kW・Electric Power:

流量計Air Flow Meter

Performance of the engine tested・Type:・Thrust :・Maximum Mach No.:・Weight:

Turbojet engineMaximum 870kgMach 2Approx. 164kg

電気ヒータElectric Heater

高空エンジン試験チャンバLow Pressure Engine Test Chamber

排気冷却洗浄器Exhaust Gas Cooling Tower

排気ディフューザ

整流ダクト

Exhaust Gas Diffuser

Airflow Straightner

高圧燃焼試験設備High-Pressure Combustion Test Facilities

中圧系 （Test Rig C）試験圧力 ： 0.1~1MPa空気温度 ： 400~1273K空気流量 ： 0.3~2.0kg/s出口温度 ： 1700K max.
燃料 ： 灯油、天然ガス、水素ガス

環状燃焼器試験設備Annular Combustor Test Facility

ガス分析計HORIBA MEXA-7100D排煙濃度計

調布航空宇宙センター〒182-8522東京都調布市深大寺東町7-44-1tel: 0422-40-3000(代）http://www.jaxa.jpChofu Aerospace Center7-44-1 Jindaiji Higashi-machi, Chofu-shi, Tokyo 182-8522 Japanhttp://www.jaxa.jp/index_e.html

高温高圧燃焼試験設備High-Temperature & High-Pressure Combustion Test Facility

航空本部 推進システム研究グループInstitute of Aeronautical TechnologyPropulsion Systems Research Group

宇宙航空研究開発機構（JAXA）では、国際民間航空機関（ICAO）による航空機エンジンの排出基準の強化が続く窒素酸化物（NOx)に関して、大幅な排出削減を可能とする燃焼技術の確立を目指すとともに、ガスタービン燃焼器や高温耐熱材料の開発を省庁連携の下で企業との共同研究や技術協力、さらには大型設備供用による支援を行う目的で高圧燃焼試験設備の整備を行ってきました。ガスタービンエンジンの心臓部である燃焼器は、高い入口空気圧力、入口温度、燃焼器出口ガス温度条件で、高い燃焼効率と低いNOx排出特性を発揮することが求められ、このため実圧実温での実証燃焼試験装置が、燃焼器の開発・性能評価には不可欠です。2005年に、高温高圧燃焼試験設備を燃焼器入口圧力5MPa、空気温度1000K、流量4kg/s、出口ガス温度2000Kに増強整備し、2007年には、環状燃焼器試験設備を、圧力2.0MPa, 温度753K、流量20.5 kg/s、出口ガス温度2000Kに改修整備しました。

高温高圧燃焼試験設備High-Temperature & High-Pressure Combustion Test Facility

環状燃焼器試験設備Annular Combustor Test FacilityJET A-1&KEROSENE SUPPLY SYSTEM

System diagram

WATER COOLER↑PUMPVALVELOW.PRESS.
COMPRESSOR↑200ton POOL

Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) has conducted research and development of combustiontechnologies for aircraft engine to reduce nitrogen oxides (NOx) emissions drastically from the standard whichis being stringent by International Civil Aviation Organization (ICAO). JAXA also has technical cooperation andcollaborative researches about gas turbine combustors with manufacturers and collaborations about hightemperature heat-resistant materials with government ministries and agencies. JAXA developed highpressure combustion test facilities to support research and development of manufacturers. High-Temperatureand High-Pressure Combustion Test Facility was improved in 2005. Its combustor inlet pressure is up to 5 MPa,temperature is up to 1,000 K, air ﬂow rate is up to 4 kg/s and exit gas temperature is up to 2,000 K. FullAnnular Combustor Test Facility was improved in 2007. Its inlet air pressure is up to 2 MPa, temperature is 753K, air ﬂow rate is 20.5 kg/s and exit gas temperature is up to 2,000 K.

600g/s x2FLOW MEATER↑TANK↑WATER PUMP→COOLING AIR↓CCD CAMERAA IR COOLERTRAVERSING SYSTEMEXHAUSTCOOLERCOMBUSTOR↑10000kWMOTOR↑ VALV E

CHIMNEY

2.0MPa H.P.
20.5kg/s COMPRESSOR↓WATER PUMP

System diagram of the Annular Combustor Test Facility← Gas sampling probe

Thermo-couple rake↓← Gas sampling probe

Thermo-couple rake
↓Movable gas sampling probe and thermocouple rakes at combustor exitMovable gas sampling probe andthermo-couple rake at combustor exit

Exit. GasSampling Rake

環状燃焼器試験設備AnnularExit.GasTemp.Rake

Combustor

Test

Facility

Fig. Cross sectional view of Traversing measurement system

Fig. Combustor Exit. View

Fig. Movable Exit. gas samplingand temp. Rakes

10000ｋｗ高圧空気圧縮機10000ｋｗAir Compressor吐出圧力（Press.)： 2MPa空気温度（Temp.)： 400〜750K

空気流量（FlowRate) ： 20kg/s

独立行政法人宇宙航空研究開発機構 調布航空宇宙センター〒182 ー 8522 東京都調布市深大寺東町

7 ー 44 ー 1 tel:Aerospace Exploration AgencyAerospace Research and Development7-44-1

Jindaiji Higashi-machi,Chofu-shi、Tokyo

JAXA website

http:www.jaxa.jp/indeｘ̲e.html

182-85220422-40-3000( 代）DirectorateJapan

宇宙航空研究開発機構Japan Aerospace Exploration Agency研究開発本部

航空エンジン技術開発センター

Aerospace Research and Development DirectorateJet Engine Technology Research Center

環状燃焼器試験設備Annular Combustor Test Facility航空エンジン燃焼器の研究開発における最大の課題は、環境適合化のための低NOx 燃焼技術の実用化で、世界各国がこれにしのぎを削っています。航空エンジンの心臓部である燃焼器は、燃費向上のため高い空気温度、圧力条件で性能を発揮することが求められているため、実圧実温燃焼試験装置が、燃焼器の開発・性能評価には不可欠です。
本環状燃焼器試験設備は、省庁連携の下で企業との共同研究を行うとともに、技術協力、さらには大型設備供用による支援を行う目的で拡充整備された設備として、実エンジンに搭載する環状燃焼器の試験が行えるよう、燃焼器入口空気圧力 2MPa、温度 753K、流量 20.5kg/s の燃焼用空気を供給し、性能評価試験に必要な詳細な燃焼器出口温度、ガス濃度分布計測が可能なトラバース装置を備えています。

JAXA AP-6 Annular Combustor Test Facility was renewed in 2007. Now, it can supply airflow atpressures up to 2 MPa, temperatures up to 753 K, and flow rate up to 20.5 kg/s. It is evendesigned to stand the exhaust temperature up to 2000 K. An annular traversing gas andtemperature measurement system and a flame monitoring view windows for combustion are alsoequipped in this facility. Originally, this facility was built in 1975 for the development of the annularcombustor for the FJR710 Turbofan-engine, the purely Japanese high-bypass turbofan engine. Byvirtue of the present modification, we can meet the requirement, for conducting combustion tests ofannular combustors, to be installed in the ECO engine, being aimed for production in the ﾒResearchand Development for an Environment-Friendly, Small Aircraft Engineﾓ project, supervised by theMinistry of Economy, Trade and Industry. Furthermore, this augmentation gives us an opportunityfor developing the low-NOx annular combustor of the next generation civil aero-engines.

Clean TurboFan Engine

Test Range

Measuring Equipments

入口空気圧力（Press.)： 0.3〜2MPa

圧力 (Press.): 50points

入口空気温度（Temp.)： 400〜753K

温度 (Temp.): 150points

入口空気流量（Mass Flow)： 1〜20.5ｋｇ/ｓ

出口温度 (Exit.): 10points

燃焼器出口温度（Gas Temp.) ： max 1800K

ガス分析計 (GasAnalyzer)

燃料（Fuel)： JETA-1

排煙濃度計 (Smoke Meater)

トラバース角度 (Travers)： 370deg

Annular Combustor