@inproceedings{oai:jaxa.repo.nii.ac.jp:00037116,
 author = {穂積, 弘一 and 藤井, 啓介 and Hozumi, Koichi and Fujii, Keisuke},
 book = {航空宇宙技術研究所特別資料, Special Publication of National Aerospace Laboratory},
 month = {Dec},
 note = {航空宇宙技術研究所 26-28 Mar. 1997 東京 日本, National Aerospace Laboratory 26-28 Mar. 1997 Tokyo Japan, 境界層遷移予知に関連する問題を再突入機の熱空力設計について論じた。まず、風上境界層遷移特性を米国のシャトルとHYFLEX(極超音速飛行実験)飛行データに基づいて調査した。次いで、再突入機遷移の独特な特徴に関連した入手可能な風洞基礎実験の結果を概観した。頭部鈍頭度効果および迎角効果について主として論じた。これらの効果は頭部衝撃波の全圧力損失によるユニットレイノルズ数の減少、エントロピー層のswallowingによる境界層外縁流の条件変化、および飛行姿勢の変化に伴う衝撃波層の流れの形状変化に関連している。最後に、遷移メカニズムを明らかにするためには境界層不安定性に関する理論的・実験的研究における努力の重要性を強調した。, Problems associated with boundary layer transition prediction are discussed for aerothermal design of reentry vehicle. First, windward boundary layer transition characteristics are examined based on US shuttle and HYFLEX (Hypersonic Flight Experiment) flight data. Then, results of available basic wind tunnel experiments, which may be associated with distinctive feature of reentry vehicle transition, are reviewed. Nose bluntness and angle of attack effect are mainly discussed. These effects will related to unit Reynolds number reduction by nose shock total pressure loss, boundary layer edge flow condition change by entropy layer swallowing, and change of shock layer flow profile following change of flight attitude. Finally, importance of efforts in theoretical and experimental studies on boundary layer instability to clarify transition mechanism is emphasized., 資料番号: AA0001320026, レポート番号: NAL SP-36},
 pages = {105--108},
 publisher = {航空宇宙技術研究所, National Aerospace Laboratory (NAL)},
 title = {再突入機開発における境界層遷移予知の問題},
 volume = {36},
 year = {1997}
}