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遷音速翼列において、衝撃波が介在することによるショックフラッタについては、その実態は殆ど明らかにされていない。そこで、まず振動翼列において、衝撃波の動的挙動と非定常空力特性の関係を明らかにするために、遷音速翼列風洞を用いて食違い角0゜、翼間の振動位相差180゜の場合に対して実験を行った。振動翼に圧力センサを埋め込むことによって、衝撃波の移動に伴う翼面圧力変動を測定し、衝撃波が振動翼の空力減衰に及ぼす影響を調べた。その結果、衝撃波は翼振動に対して一定の時間遅れをもって振動し、高振動数域で衝撃波は翼振動を不安定化するように働くことが明らかになり、ショックフラッタの可能性のあることが示された。
上記の実験において、条件によっては衝撃波の高振動数自励振動が観察されたが、その固有振動数が翼の固有振動数と一致する時、ショックフラッタの観点から最も危険となることが予測された。そこで、衝撃波の動的挙動を詳細に観察してその自励振動の発生機構を明らかにすることを目的として、新たに開発した衝撃波位置計測システムを用いて衝撃波の位置変動を計測するとともに、衝撃波下流の変動圧力分布の測定を行った。その結果、衝撃波との干渉による境界層の剥離と圧力変動とが密接な関係をもち、圧力擾乱の伝播によって衝撃波が振動するという閉ループが作られることがわかった。
また、実験と併行して、理論的考察を行った。まず、一次元流モデルを用いて、衝撃波干渉による境界層剥離に伴ってkuttaの条件が緩むという仮定の基に、流れ場の固有値を求め、実験結果に近似する振動数が得られた。さらに、二次元流の場合に対して、有限要素法による数値解析を検討するとともに、差分法による数値解析に適した計算格子を求め、それらを用いて遷音速翼列におけるショックフラッタの数値解析を推進中である。
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