| 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 第2報 |
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言語 |
jpn |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
スクラムジェットエンジン |
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Other |
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主題 |
超音速流れ場 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
超音速フィルム冷却 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
衝撃波干渉 |
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Other |
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主題 |
スロット噴射 |
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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 |
冷却効果 |
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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 |
冷却層剥離 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
運動量輸送 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
衝撃波衝撃 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
壁圧分布 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
亜音速冷却層 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
風洞試験 |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
scramjet engine |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
supersonic flow field |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
supersonic film cooling |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
shock wave interaction |
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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 |
turbulent flow mixing |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
cooling effectiveness |
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言語 |
en |
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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 |
cooling layer separation |
| 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 |
momentum transportation |
| 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 impingement |
| 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 |
wall 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 |
subsonic cooling layer |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
wind tunnel test |
| 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, 2 |
| 著者 |
小野, 文衛
苅田, 丈士
斎藤, 俊仁
若松, 義男
Ono, Fumiei
Kanda, Takeshi
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（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 1340,
p. 1-12,
発行日 1997-12
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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 |
マッハ数2.35の超音速流れ場においてフィルム冷却の実験を行い、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た。フィルム冷却剤は最初、壁面に沿って音速で噴射されるが、主流と冷却剤を分ける分離板端面の下流で発生する衝撃波を通過した後、亜音速となる。壁面のごく近くでは衝撃波の入射による主流と冷却剤の混合の促進は見られず、主として冷却層の減速に起因するフィルム冷却効果の低下が起きる。衝撃波入射位置の下流側では剥離の発生による冷却効果の低下が見られた。一方、衝撃波入射時に観察された壁圧は衝撃波関係式によって計算される値よりも低かった。冷却層内の総圧と混合の関係について検討を行った結果、運動量は質量と共に主流側から冷却層コア部にまで輸送されていることが確認できた。この結果に基づいて衝撃波の入射によって生じる亜音速冷却層と超音速主流との干渉についてモデルを作り、壁圧分布の予測が可能であることを示した。この壁圧分布を用いて冷却層の剥離についても検討を行い、その発生が予測できることを示した。 |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
Supersonic film cooling was tested in a Mach 2.35 wind tunnel to investigate the effect of external shock waves. The coolant was injected tangentially to the wall and became subsonic through the shock wave from the wake behind the separating plate. Mixing of the coolant with the primary fluid was not enhanced by the shock wave impingement in the vicinity of the wall surface, and the decrease of the film cooling effectiveness was mainly due to the deceleration of the coolant layer. The cooling effectiveness decreased downstream of the shock wave impingement. The maximum wall pressure was lower than the pressure calculated with the oblique shock wave equation. It was confirmed that momentum was transported from the primary flow to the core part of the coolant layer with mass transportation. Based on this result, the interaction between the subsonic film coolant and the supersonic primary flow caused by the shock wave impingement was simulated. With the simulated results, separation of the film coolant was investigated. |
| 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: AA0001324000 |
| 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-1340 |
naltr0001340.pdf (317.6 kB)
