| 研究概要 |
航空エンジンなどのターボ機械内での流れ場は,動・静翼列干渉等により複雑な非定常流になっている.特に上流側翼列から生じる周期的な後流は,下流側翼列の翼まわりの境界層に空力的,伝熱的影響を与える.そのため高性能,高信頼性のエンジン開発には,翼面境界層の遷移過程を正確に把握すること,特に遷移開始点(乱流スポット発生点)の予測が重要である.
数多い翼面境界層遷移に関する研究を通じて,内部擾乱(吹き出し,振動等)により発生した乱流スポットの構造が理解されつつある.一方,翼後流などの外部擾乱により誘発した乱流スポットの内部構造に関しては,あまり研究が行われていない.境界層外部から円柱後流などの乱れを利用して発生させた乱流スポットが,内部擾乱により誘発された乱流スポットと形状的にと異なるとのDNSによる数値計算例があるが,実験的には確認されていない.本研究では,従来手法である吹き出しに加え,世界で初めて球後流を用いて乱流スポットを発生させ,多線熱線プローブを用いた7ch同時計測を行うことでその内部構造変化の解明を試みている.緻密な実験によって得られたデータは,境界層遷移過程のより詳細な理解にとり極めて重要な知見を提供している.得られた結果をまとめると以下の様になる.
1.吹き出しによる乱流スポットは,従来から知られている矢じり形状を保ちながら下流側に成長することが確認された.
2.球を落下させることで発生させた後流は,円柱後流よりも複雑な構造を有しており,乱流スポットも必ずしも同一箇所で常に発生するわけではない
3.球後流によって発生した乱流スポットの構造を完全に決定することはできなかった.これは球の径が大きすぎたためである.次年度はこの点を改良して,さらに詳細な計測を継続する.
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