@article{oai:jaxa.repo.nii.ac.jp:00031601,
 author = {辛島, 桂一 and 佐藤, 清 and KARASHIMA, Keiichi and SATO, Kiyoshi},
 issue = {1_A},
 journal = {東京大学宇宙航空研究所報告},
 month = {Jan},
 note = {この報告は半球-円柱模型の前方淀点から噴出する逆噴射ジェットと超音速主流との干渉に関する実験結果で,主流のマッハ数は2.0であり,ジェット流のマッハ数は1.0および1.5である。ジェット流と主流の総圧比を変化させて,流れ場の光学観測および模型の表面圧力分布の測定が行なわれている。流れ場の安定性に関しては,総圧比の大きさによって少し不安定,非常に不安定および安定の3つの状態が実現することが明らかにされている。安定な流れ場に対しては,離脱衝撃波やMach diskの位置および表面圧力分布と総圧比との間の関係が詳細に調べられ,噴射孔周辺に形成される環状死水領域の圧力および再圧縮衝撃波の強さや位置と総圧比との関係が議論されている。最後に,逆噴射ジェットによって鈍頭物体の前面抗力が,ジェットの推力を考慮に入れても,かなり大幅に減少することが示されている。, Present paper gives the results of an experimental study of the interaction between a supersonic main stream and an opposing jet flow exhausted from the forward stagnation point of a hemisphere-cylinder model of 40 mmφ in diametcr. Mach number of the main stream is 2.0 while Mach numbers of the jet flow are 1.0 and 1.5 at the nozzle exit. Measurement of surface pressure distribution together with optical observation of the flow field is made for various values of stagnation pressure ratio of the jet flow to the main stream. Detailed examination reveals that the flow field has three kinds of stability regimes such as slightly unstable, very unstable and stable states, depending upon the magnitude of the stagnation pressure ratio. Shock detachment distance, Iocation of Mach disk and surface pressure distribution are examined in detail in the stable regime and a comprehensive discussion is made on the dead-air pressure in the vicinity of the nozzle exit as well as location and strength of the recompression shock wave. Finally, it is shown that frontal darg of the blunt bodies can be reduced considerably by use of an opposing jet., 資料番号: SA0124558000},
 pages = {53--64},
 title = {逆噴射ジェットの実験的研究},
 volume = {11},
 year = {1975}
}