タイトル（掲載誌）Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-975T
一般注記本論文第1部では約65°の比較的小さい転向角を有する直線静翼列(静翼列)について,その内部で起こる二次流れとそれに伴なう損失のメカニズムについて詳述した。それによると,損失の発生過程において二次流れの寄与は特に逆圧力勾配(減速)領域にあたる翼列スロート部(Z/Cax=0.74)から下流においてのみ著しい。本第2部では約102°のより大きい転向角を有する直線翼列(動翼列)について,第1部と同様な解析を行う。ここでは翼列の上流,内部及び下流の12断面で流れをトラバース測定した。その結果,大転向角の場合には二次流れの損失の発達に及ぼす様子は静翼列の場合と同様であるが,その寄与の度合は非常に大きかった。すなわち,翼列損失は翼間の上流の早い段階から増加し始め,その増加の速度は本動翼列の場合は静翼列の場合に比べ非常に急であることが明らかになった。
Part 1 of this paper ［1］ presents the detailed mechanism of secondary flows and the associated losses occurring within a straight stator cascade with a relatively low turning angle of about 65 deg. The significant contibution of secondary flows on the loss production process was shown only near the blade sction surface downstream from the cascade throat(Z/Cax=0.74) in which regional flows decelerated due to adverse pressure gradient. In this second part of the paper, the same experimental analysis is applied to a straight rotor cascade with a much larger turning angle of 102 deg. Flow surveys were made at twelve traverse planes located throughout the rotor cascade. The larger turning results in a similar but much stronger contribution of the secondary flows on the loss developing mechanism. Evolution of overall loss starts quite early within the cascade, and the rate of the loss growth is much larger in the rotor than in the stator.
資料番号: NALTR0975000
レポート番号: NAL TR-975T
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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