並列タイトル等Experimental studies of supersonic film cooling with shock wave interaction
タイトル（掲載誌）航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory
一般注記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。
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.
資料番号: AA0000104000
レポート番号: NAL TR-1276
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連携機関・データベース国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース（IRDB）（機関リポジトリ）
提供元機関・データベース宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ