将来の宇宙往還機用エンジン用空気吸い込み式エンジンの制御特性を調べ，制御手法を確立することを目的として，軸対称エアインテークとターボジェットエンジンより構成される超音速エアブリージングエンジンモデルの再始動制御実験を宇宙科学研究所超音速風洞（マッハ3）において行った．制御実験は，極超音速飛行を行うインテークの特徴である不始動現象に着目して行った．制御シーケンスは，飛行中にインテークが不始動になり，さらに不始動による衝撃により燃焼室の火炎が失火することによってエンジンが推力を失った状態を想定して作成した．よって，風洞通風開始直後にインテーク不始動状態でエンジンを始動し，インテークを再始動した後，インテークのスパイク位置および終端衝撃波位置を制御しインテーク全圧回復率を目標値まで回復する一連の自動制御を行った．制御実験は良好に行われ，飛行中にインテークが不始動に陥った後，30～40secでインテーク再始動およびエンジンの推力回復が可能であることを示した．さらに，コアエンジンにターボジェットエンジンを用いる場合，不始動直後に燃焼室の火炎が急激に上昇する現象を示し，この現象に対処する新たな制御ロジックを提案した．また，インテーク不始動時にはバズの回避が不可欠であることを示し，バズを回避するための制御量としてバズマージンという値を提案した．
