| 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 |
衝撃波干渉を伴う超音速フィルム冷却の実験 |
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言語 |
jpn |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
フィルム冷却 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
乱流混合 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
スロット噴射 |
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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 |
衝撃波発生器 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
乱流境界層 |
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Other |
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主題 |
空力干渉領域 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
質量分率 |
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Other |
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主題 |
冷却効率 |
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Other |
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主題 |
熱伝達係数 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
運動量移動 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
衝撃波風洞試験 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
断熱壁面 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
温度分布 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
衝撃波 |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
film cooling |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
turbulent mixing |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
slot injection |
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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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Other |
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主題 |
shock wave generator |
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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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Other |
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主題 |
aerodynamic interaction region |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
mass fraction |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
cooling efficiency |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
heat transfer coefficient |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
momentum transfer |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
wind tunnel test |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
surface of adiabatic wall |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
temperature 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 |
shock wave |
| 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 |
Experimental studies of supersonic film cooling with shock wave interaction |
| 著者 |
小野, 文衛
苅田, 丈士
高橋, 政浩
斎藤, 俊仁
若松, 義男
Ono, Fumiei
Kanda, Takeshi
Takahashi, Masahiro
Saito, Toshihito
Wakamatsu, Yoshio
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| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 角田宇宙推進技術研究センター |
| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 角田宇宙推進技術研究センター |
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航空宇宙技術研究所 角田宇宙推進技術研究センター |
| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 角田宇宙推進技術研究センター |
| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 角田宇宙推進技術研究センター |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Kakuda Research Center |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Kakuda Research Center |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Kakuda Research Center |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Kakuda Research Center |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Kakuda Research Center |
| 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 1276,
p. 1-13,
発行日 1995-09
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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 |
フィルム冷却層に外部から衝撃波が入射した場合の影響を調べるために、Mach数2.35の風洞を用いて超音速フィルム冷却の実験を行った。噴射器出口におけるフィルム冷却剤の噴射速度は音速とした。圧力比が1.21の比較的弱い衝撃波が入射した場合には、フィルム冷却の効果にほとんど影響は見られなかった。圧力比が1.44のより強い衝撃波が入射した場合には、局部的な領域でフィルム冷却の効果に低下が見られた。冷却剤流れと衝撃波が干渉する領域におけるこの冷却効率の低下は主として、冷却剤流れの局所Mach数の低下に伴って断熱壁温度が上昇するために起こることが分かった。この干渉領域においては、断熱壁温度と同様に、熱伝達係数の増加についても考慮する必要がある。また、干渉領域ではエネルギーおよび質量の輸送は促進されなかったが、主流側から冷却剤流側に対して運動量の輸送の促進が見られた。 |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
Supersonic film cooling was tested in the Mach 2.35 wind tunnel to investigate the effect of the external shock wave on film cooling. The coolant was injected at sonic speed. The weak shock wave, whose pressure ratio was 1.21, did not reduce the film cooling effectiveness. The stronger shock wave, whose pressure ratio was 1.44, decreased the effectiveness of the film cooling in the restricted region. The decrease of the efficiency was mainly due to the increase of the adiabatic wall temperature by decreasing the local Mach number. The increase of the heat-transfer coefficient must be considered as well as that of the adiabatic wall temperature in the interacting region. In the region of the interaction, energy and mass were not transferred, but the momentum was transferred from the primary flow to the coolant. |
| 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: AA0000104000 |
| 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-1276 |
naltr01276.pdf (4.5 MB)
