| 研究実績の概要 |
本研究は，宇宙飛行体が大気再突入時に晒される高温・高圧環境から受ける空力加熱（物体に侵入する熱流束）分布を，非接触でかつ定量的に計測する光学計測手法を開発することである．申請者はこれまでに感温塗料（Temperature-Sensitive Paint, TSP）技術を用いて，この空力加熱計測を実施してきた．その中で，低いエンタルピーの極超音速流れでは定量的な空力加熱分布の可視化に成功しているが，自発光を有するような高エンタルピーの流れ場では，自発光とTSPによる発光を分離することができなくなり，定量的な計測ができなくっていた．本提案では，従来の感温塗料を用いた計測技術に新たな発想（背面観測，遮光層の導入）を加えることにより，高エンタルピ流れにおける空力加熱の定量的な計測に取り組んだ．
今年度は，昨年度までに開発したTSP計測技術を他の流速へ応用することを中心に実施した．具体的には低速流れにおいてピッチ振動する翼の表面上における境界層遷移位置計測に適用した．層流と乱流では熱伝達率が大きく異なり，流れ場から物体に流入する熱流束がそれぞれ異なることにより生じる温度分布の違いによって，境界層遷移位置を明らかにすることが出来る．しかしながら，ピッチ振動する翼での計測には，物体が運動することにより応答性の早いTSPが必要であることや温度変化が小さいため，はっきりした温度分布の違いが見られないといった問題があった．このため，遷移位置の特定をするために，温度変化から熱流束に変換する手法に加えてさらに輝度の高い発光が必要となる．今年度はこれまでの開発で得た知見をこの低速流れにおいてピッチ振動する翼の表面上に適用し，低速流れにおいて動的な物体の熱流束計測にはじめて成功した．この成果をもとに今後は，高速流から低速流までの広範囲において利用できる計測手法と条件を纏め一般化する予定である．
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