並列タイトル等Experimental studies of supersonic film cooling with shock wave interaction, 2
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。
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.
資料番号: AA0001324000
レポート番号: NAL TR-1340
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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