| Project/Area Number |
20H02357
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| Research Category |
Grant-in-Aid for Scientific Research (B)
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| Allocation Type | Single-year Grants |
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| Section | 一般 |
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| Review Section |
Basic Section 24010:Aerospace engineering-related
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| Research Institution | Tokyo Metropolitan University |
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Principal Investigator |
小澤 啓伺 東京都立大学, システムデザイン研究科, 准教授 (00712738)
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| Project Period (FY) |
2020-04-01 – 2023-03-31
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| Project Status |
Granted (Fiscal Year 2021)
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| Budget Amount *help |
¥17,940,000 (Direct Cost: ¥13,800,000、Indirect Cost: ¥4,140,000)
Fiscal Year 2021: ¥7,930,000 (Direct Cost: ¥6,100,000、Indirect Cost: ¥1,830,000)
Fiscal Year 2020: ¥8,710,000 (Direct Cost: ¥6,700,000、Indirect Cost: ¥2,010,000)
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| Keywords | 極超音速流 / 感温塗料計測法 / 境界層遷移 / 衝撃波干渉 / 熱流束 |
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| Outline of Research at the Start |
宇宙輸送機の研究開発をする上で、極超音速境界層遷移位置の予測・検出は不可欠である。壁面熱流束が急激な上昇を始める境界層遷移位置を開発段階で予測しなければ、空力加熱によって機体が損傷する可能性があるためだ。研究代表者が研究開発を続けてきた光学温度計測法である感温塗料計測法(TSP)は空間・時間分解能ともに優れており、「極超音速境界層遷移位置」の予測・検出におけるブレイクスルーとなる。本TSPを用い「壁面上の突起により生じる衝撃波/境界層干渉が極超音速境界層遷移位置に及ぼす影響」を「壁面熱流束の視点から二次元的に明らかにすること」が本研究の目的である。
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| Outline of Annual Research Achievements |
本研究では、高速応答感温塗料計測法（Ultra-fast response Temperature-Sensitive-Paint）を用いて、極超音速衝撃風洞内に設置された、円錐模型上の極超音速境界層遷移現象の詳細な物理的理解を、二次元壁面熱流束非定常計測により試みる。具体的には、３年の研究期間内に次の２点を明らかにする。
（１）円錐上の極超音速境界遷移現象をTSPによる二次元壁面熱流束分布により定量可視化し、遷移メカニズムの新たな知見を得ること。
（２）突起付円錐模型に対し、突起により生じる衝撃波/境界層干渉の極超音速境界層遷移位置への影響を、本TSPによる二次元壁面熱流束分布から明らかにすること。
上記目的について、すでに、突起のない円錐上の境界層遷移に関しては、研究代表者が研究を行っており、成果を得ている。また衝撃波管壁面上の突起周りで生じる衝撃波/境界層干渉に関する研究に関しても成果が出ている。
本研究を遂行するために、まず極超音速衝撃風洞を完成させる必要があった。所属機関において衝撃風洞はほぼ完成しており、衝撃波管部分の破膜機構のみが未完成であった。今年度は、破膜機構を完成させることができ、衝撃風洞の運転を開始した。現在、風洞の気流性能を把握する検証実験を行っている。
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| Current Status of Research Progress |
Current Status of Research Progress
3: Progress in research has been slightly delayed.
Reason
現在、衝撃風洞の気流検定試験を行うと同時に、運転条件の最適化を行っている段階である。当初の予定では、今年度前半までに衝撃風洞の破膜機構を完成させ、風洞運転を開始する予定であったが、破膜機構完成のための材料の物流が止まっていたため、風洞完成に時間がかかった。
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| Strategy for Future Research Activity |
現在、衝撃風洞の運転を開始し、気流検定を行っている段階である。風洞運転条件の最適化後、本研究の大きな二つの目的に対する研究を遂行する。
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