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翼背面の一部に剥離域を伴って作動する振動翼列の非定常空力特性を解明することを目的に、亜音速圧縮機翼列および遷音速タービン翼列を対象に、風洞実験と流れの数値解析を行った。
実験には直線翼列風洞を用い、一翼振動法で翼に働く非定常空気力を測定した。翼面に装着したホットフィルムセンサーの出力信号から、翼面境界層の乱流遷移と剥離を把握する手法を確立し、翼面上の剥離域の挙動を明らかにしつつ振動翼列実験を行えるようにした。圧縮機翼列では捩り振動を、タービン翼列では並進振動を扱った。
圧縮機翼列の実験から、振動中の翼面では剥離域の内部で翼振動と同期した非常に大きい非定常流速が誘起されていることを見出した。しかし、剥離流れ再付着後の乱流境界層内部では、このような非定常成分がほとんど見られなかった。剥離域の拡大に伴う非定常空気力の変化も明らかになった。
遷音速タービン翼列では、衝撃波が翼振動の不安定に支配的な影響を及ぼずことが明らかになり、低周波数域で新たな不安定現象が見出された。シュリーレン写真より、衝撃波が隣接翼の背面に入射すると衝撃波と境界層の干渉が起き、境界層は急激に発達して、場合によっては剥離することがわかった。しかし、この場合でも翼振動は主に衝撃波に支配されている。
数値解析ではNavier-Stokes方程式を振動翼列周りの流れについて解く手法を新たに開発した。乱流はBaldwin-Lomaxモデルを用いて解析している。圧縮機翼列にこの手法を適用し、剥離域を伴って振動する翼面の非定常圧力分布を詳細に求めることを可能にした。解析結果を既存の実験結果と比較し、解析法の妥当性を確認した。
タービン翼列に関する数値解析は、衝撃波の影響が最重要なため、粘性を無視して行った。その結果、衝撃波入射位置の前後で非定常空気力の位相が変化することが、振動の不安定性を決定していることを明らかにした。
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