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本研究では二次元遷音速翼列に関して、まず衝撃波の翼間流路での発生、移動、消滅など非常に複雑な挙動および翼面境界層との干渉等の現象を実験により明確にし、次にこの結果と数値解析結果との比較検討をとおして、衝撃波変動が遷音速翼列の空力不安定性に与える効果を定量的に評価しようとするものである。
平成9年度は、代表的な場合についての翼列実験および解析結果との検討を中心に行なった。
1 食い違い角0度と30度の場合について、衝撃波の発生、移動、消滅などの挙動の定量的データを得る事に重点をおき、シュリーレン法と高速ラインスキャンカメラシステムを組合わせた定量的可視化計測により、翼間衝撃波の変動位置測定を行なった。その結果、食い違い角0度の場合、観察された衝撃波の自励的振動現象について、背圧をパラメータとして変動位置、変動周波数を得、これまでに提案された振動メカニズムモデルを裏付けることができた。しかしながら30度の場合、観察された衝撃波の自助的振動現象の状況(発生パターン、周波数)はやや異なり、より周期性の高い実験および食い違い角を考慮したモデルが必要であるとの結論を得た。
2 実験に相当する条件での計算を行ない実験結果との比較検討を行なった。これより食い違い角30度の場合について、より周期性の高い実験を行なうための条件を得る事が出来た。次年度はこの条件での実験もあわせて行なう予定である。
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