| 研究概要 |
本研究は, 航空推進用ジェットエンジンや発電用ガスタービンで広範に利用されているタービン翼列の性能向上のため, タービン翼列の負圧面側にアクチュエータを取り付けて, 境界層の剥離を能動的に制御することを目的としている。平成20年度は, 既存実験風洞の測定部の改良およびアクチュエータ関連装置の製作に力を注いだ。具体的な内容は, 1. アクチュエータを取り付けるための3次元タービン翼列(静翼ディスク3組)を設計・製作した。翼形状の設計に当たっては, アクチュエータの設置場所や形状の変更に柔軟に対処できるように工夫した。また, 新型翼列を設置するために, 風洞外筒用のスペースリングを設計・製作した。2. 実験用タービン翼列に適した能動制御アクチュエータを製作した。様々なジェット発生用アクチュエータの候補から, 可動部を持たず簡単な構造のDBDプラズマアクチュエータを選出し, 本実験に適した仕様と設置方法を検討した上で, アクチュエータを設計・製作した。3. プラズマアクチュエータ用の超小型高圧電源を開発した。既存の高圧電源(幅320mm×奥行350mm×高さ100mm, AC100V電源)では, タービン翼列のディスク内部のような狭い設置場所に取り付けることができないため, 大きさが幅50mm×奥行100mm×高さ30mm(従来電源の1/75の体積)で, DC12Vバッテリー電源駆動の高圧電源を製作した。4. これらの実験準備を完了した後, タービン静翼に設置したプラズマアクチュエータの動作確認を行い, 実際の風洞実験に向けてアクチュエータの基本特性を把握した。
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