| 研究課題/領域番号 |
02402023
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| 研究種目 |
一般研究(A)
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| 配分区分 | 補助金 |
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| 研究分野 |
航空宇宙工学
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| 研究機関 | 東京大学 |
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研究代表者 |
梶 昭次郎 東京大学, 工学部, 教授 (80013704)
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| 研究分担者 |
花村 庸治 東京大学, 工学部, 助教授 (00013665)
渡辺 紀徳 東京大学, 工学部, 助教授 (10201211)
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| 研究期間 (年度) |
1990 – 1993
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| 研究課題ステータス |
完了 (1993年度)
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| 配分額 *注記 |
21,700千円 (直接経費: 21,700千円)
1993年度: 1,200千円 (直接経費: 1,200千円)
1992年度: 1,600千円 (直接経費: 1,600千円)
1991年度: 3,200千円 (直接経費: 3,200千円)
1990年度: 15,700千円 (直接経費: 15,700千円)
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| キーワード | 超音速翼列 / 翼列フラッタ / 衝撃波 / 不始動フラッタ / 離脱衝撃波 / 衝撃波振動 / 不始動(アンスタート) / ファンエンジン / 曲げ振動 / 不始動(アンスタ-ト) |
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| 研究概要 |
航空用エンジンの超音速翼列では、設計点に近い高回転数で、かつ背圧の高い高負荷状態において曲げモードフラッタが発生する。これは翼前縁における離脱衝撃波を伴っているため、不始動フラッタと呼ばれている。本研究の目的はこの不始動フラッタの発生機構を、始動状態との比較において、即ち衝撃波挙動に焦点を当てながら解明することである。
実験方法としては、中央翼が振動可能な2次元遷音速直線翼列風洞を用い、1翼振動法により現象を観測する。遷音速域でマッハ数を可変とするため、風洞超音速膨張部の上壁を可撓壁とし、翼列上流部の風洞壁では境界層吸込みを行っている。翼列背圧を制御するため、翼列下流に絞り部を設け、また流れの翼列方向への一様性を高めるため、翼下流のフラップ板は多孔とし、背面に空間を設けて圧力の均一化を図っている。
計測は、風洞壁の一部を鏡面とし、シュリーレン画像による衝撃波の可視化と、風洞側壁面及び翼面上の圧力計測を行い、次の結果を得た。
(1)定常流れで背圧が低いとくには、衝撃波形態は翼前縁後縁に付着した斜衝撃波であるが、背圧が上がると翼間衝撃波が生じ、さらに上がると前縁離脱衝撃波に移行する。
翼振動時背圧が低いと、翼振動が衝撃波変動に及ぼす影響は軽微であるが、背圧が高くなると衝撃波に対して非線形的な影響を及ぼす。
理論解析では、セミアクチュエータディスク法により離脱衝撃波を伴う振動翼列を扱う方法を開発した。その結果、離脱衝撃波の存在は超音速流れのマッハ数が1に近づくほどフラッタに対して危険であることを予測した。また、2次元振動翼列まわりの圧縮性流れを解析するオイラーコードを開発した。計算結果から、曲げモードフラッタはファンの回転方向に伝播するモードで生じること、始動状態よりも離脱衝撃波を伴う不始動状態の方がフラッタを起し易いこと等が明らかとなった。
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