| Item type |
テクニカルレポート / Technical Report(1) |
| 公開日 |
2015-03-26 |
| タイトル |
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タイトル |
斜め衝撃波/乱流境界層の3次元干渉場の研究:流れ構造と抽気位置の影響 |
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言語 |
jpn |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
超音速流 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
乱流境界層 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
衝撃波境界層干渉 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
抽気影響 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
斜め衝撃波 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
流れ構造 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
風洞試験 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
流れの可視化 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
圧力分布 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
平板 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
渦 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
空力干渉 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
境界層剥離 |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
supersonic flow |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
turbulent boundary layer |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
shock wave boundary layer interaction |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
air bleed effect |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
oblique shock wave |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
flow structure |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
wind tunnel test |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
flow visualization |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
pressure distribution |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
flat plate |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
vortex |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
aerodynamic interference |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
boundary layer separation |
| 資源タイプ |
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資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_18gh |
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資源タイプ |
technical report |
| その他のタイトル（英） |
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その他のタイトル |
A study of three-dimensional interaction flow fields between swept shock waves and turbulent boundary layers: Flow structures and effects of bleed |
| 著者 |
玉山, 雅人
坂田, 公夫
柳, 良二
進藤, 重美
村上, 哲
本阿彌, 眞治
Tamayama, Masato
Sakata, Kimio
Yanagi, Ryoji
Shindo, Shigemi
Murakami, Akira
Honami, Shinji
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| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 構造力学部 |
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航空宇宙技術研究所 原動機部 |
| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 原動機部 |
| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 原動機部 |
| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 原動機部 |
| 著者所属 |
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東京理科大学 工学部 機械工学科 |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Structural Mechanics Division |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Aeroengine Division |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Aeroengine Division |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Aeroengine Division |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Aeroengine Division |
| 著者所属（英） |
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en |
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Science University of Tokyo Department of Mechanical Engineering, Faculty of Engineering |
| 出版者 |
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出版者 |
航空宇宙技術研究所 |
| 出版者（英） |
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出版者 |
National Aerospace Laboratory (NAL) |
| 書誌情報 |
航空宇宙技術研究所報告
en : Technical Report of National Aerospace Laboratory
巻 1227,
p. 1-31,
発行日 1994-03
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| 抄録 |
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内容記述タイプ |
Abstract |
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内容記述 |
平板に発達する乱流境界層とショック・ジェネレータによって形成される斜め衝撃波との3次元干渉場について超音速風洞を用いた実験的研究を行い、主として以下の2つのことを明らかにした。第1に、マッハ数Mの変化による平板上の流れの干渉場の挙動について、圧力分布、流れの可視化などにより解析を行った。マッハ数は3.25(Reδ=2.9×10{5})、3.11(Reδ=2.9×10{5})、および2.63(Reδ=2.3×10{5})であり、平板上に装着した15度のショック・ジェネレータを用いて斜め衝撃波を形成させ、これと平板上乱流境界層を干渉させた。この結果、ショック・ジェネレータの前縁のわずかに上流を原点とする円錐座標系にほぼ沿った扇形の擬似円錐状の領域に、干渉渦が平板上に形成され、この大きさおよび強さがマッハ数と共に増大することが分かった。渦の強さは、渦の形成によって起る平板上静圧の局所的な低下によって評価した。このことから、データは斜め衝撃波と境界層の干渉線との交点を原点とする円錐座標系を適用して解析した。加えて、ショック・ジェネレータ近傍の平板上およびジェネレータ面上の局所的流れ場についてもその構造を明らかにした。第2は、抽気による干渉場の抑制についての効果の解析である。ここでは特に抽気の位置が与える干渉場の抑制効果に対する影響について実験を行った。抽気は、斜め衝撃波に平行に帯状に配列した面直角の抽気孔列により行い、衝撃波の上流部、下流部および全面の3位置について実験を行った。これにより、干渉場の領域の大きさの抑制には斜め衝撃波上流部の抽気が効果的であり、剥離渦の強さの抑制には下流部抽気が有効であることが判明した。したがって、斜め衝撃波位置の上下流をまたいだ抽気が、大きさおよび強さを抑制する意味で効果的であることが判明した。 |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
An experimental investigation of a three-dimensional flow field with a swept shock wave and a turbulent boundary layer interaction was made in NAL's 1 m x 1 m Mach 4 supersonic wind tunnel. The emphasis of this study is placed on understanding the behaviors of the flow interaction with Mach number variation and the effects of bleed on the surface flow. A shock generator of 15 deg wedge placed normally on the flat plate was applied to generate an oblique shock wave. The experiments were conducted at Mach numbers of 3.25, 3.11, and 2.63. The conical coordinate system was adopted to analyze the flow. Air-bleed was also tested utilizing rows of bleed holes located at the foot print of the swept shock wave on the flat plate surface. It is generally accepted that the size and the strength of the separation vortex generated along the shock wave on the surface become wider and stronger as the Mach number increases. The corner flow around the leading edge of the shock generator was also clarified. As for the air-bleed, the suppression effects of the bleed on the separation vortex were also clarified at several bleed locations. The bleed upstream of the shock wave foot print was effectively reduced the size of the vortex, while the downstream bleed suppressed the vortex strength. Therefore, it is concluded that the combination of the upstream and downstream bleed effectively suppresses the interaction between the shock wave and the boundary layer. |
| ISSN |
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収録物識別子タイプ |
ISSN |
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収録物識別子 |
0389-4010 |
| 資料番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
資料番号: AA0000097000 |
| レポート番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
レポート番号: NAL TR-1227 |
naltr01227.pdf (4.6 MB)
