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本年度は前年度の研究を継続し、ホットフィルムセンサーを装着した圧縮機翼を用いて翼背面上の境界層の状態を把握しつつ、翼の定常および非定常空力特性を解明するための一連の研究を実施した。
まず、実験では前年度の知見を踏まえ、翼の加振装置として、ねじり振動を行わせるものを新たに製作した。また、これに装着する加振翼および風洞側壁も製作した。これらを用いて風洞内の流れの特性を把握する予備実験を行った後、圧縮機翼列実験を実施した。これとは別に、翼負圧面の境界層の挙動に関して、基礎的な現象をより詳細に解明する目的で、低速吹出し風洞により、ホットフィルムセンサー出力を取得する実験と、翼面上の流れを油膜法で可視化する実験とを行った。この結果、翼面のせん断応力に対応するホットフィルム出力と、境界層の遷移・剥離とを明確に結び付ける手法を確立することができた。その後、同じ方法を翼列風洞に持ち込み、マッハ数0.5程度の亜音速流れの条件で、圧縮機翼列に対しても翼面境界層の状況を明瞭に捉えることができた。更に翼面圧力分布の計測により、境界層の情報と翼に働く圧力分布および空気力との関係を明らかにし、また、翼振動に関連する非定常空気力との関係を解明するための基礎データを取得した。
流れの数値解析に関しては、前年度に作成した解析コードを用いて、供試翼列まわりの流れをシミュレートし、定常流れおよび翼振動時の非定常流れの基礎的検討を行った。その結果、設計流れ場における翼の空力特性等については、作成したコードで十分シミュレートできるが、剥離域を伴う流れの解析については、境界層遷移をどのように扱うかが極めて重要であることが再認識された。現在、この点について計算法を改良中である。
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