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液体ロケットエンジンの推進剤供給等に使用される超音速タービンについて、超音速タービン駆動ガスが亜音速へ減速する過程で発生する損失を、擬似衝撃波モデルを用いて計算する研究を行った。
当初の研究環境を整備する間に、研究者の作成した擬似衝撃波モデルを一般化し、実験及計算機シミュレーションでの研究に備えた（査読論文）。
実験模型の設計製作、装置の整備および計算機シミュレーションの整備を行い、タービン出口で亜音速となる条件で実験及び計算機シミュレーションを行った。下流での圧力回復の影響がタービン内の圧力分布およびタービン性能に影響を与えることを明らかにし、性能計算のためのモデル化のデータ取得および解析を行った（講演会発表2件）。
タービン内の気流の観察、亜音速への減速メカニズムを検討する中で、これまでの衝撃波および運動量の釣合による擬似衝撃波の生成メカニズムだけでは不十分であること、高速かつ回転角の大きな流路では遠心力が流量、速度、性能に大きな影響を与えること、遠心力が擬似衝撃波の減速過程の主要因であることを明らかにした。遠心力による減速効果の解析モデルを構築し、実験結果および計算機シミュレーション結果と比較を行い、妥当性を検証した。超音速タービンの性能を推算するためには、この遠心力による減速効果（擬似衝撃波効果）を必ず考える必要があることを示した。その中でタービン性能を高く保つためには、縮小・拡大断面を有する翼間流路の形状が有効であることを明らかにした。（論文投稿中）
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