| 研究概要 |
本研究はタービン及び圧縮機翼列の遷音速領域での性能を実験及び数値 解析の両面から調べていくことを目的としている. 昨年度は実験研究の基本となる空気源, 圧力制御弁等を含む試験流路の設計・製作・据付を行ってその流路特性の調査を行い, また数値解析法の確立のための基礎的な諸検討を二次元タービン翼列を対象として行った.
本年度は, 実験研究に関しては, まず翼列テストセクションを設計・製作して上記試験流路に接続し, 同時に消音器を含む排気流路を製作して遷音速翼列試験設備を完成した. 次いで, タービン翼列として典型的なノズル翼列を用い, シュリーレン観測によって衝撃波の発生情況を調べて2次元数値解析の結果と比較・検討した. また, マッハ・ツェンダー干渉計を購入してタービン翼列を通る遷音速流れ場の密度(圧力)分布を計測し, 同時に翼面圧力分布測定翼を製作することによって翼面圧力分布をも計測した. これらの結果を数値解析と比較・検討した結果, 翼列下流の2次元性の確保に留意すれば両者はよく一致するものと推定された. 圧縮機翼列に関しては, 臨界マッハ数を過ぎても衝撃波が発生しないように選定された超臨界翼列について設計点及び設計点外でのマッハ数, 入射角に対する性能を調べるため, 側壁境界層の除去・翼列方向の一様性に配慮した翼列テストセクションを設計製作し, 試験を開始した. 当航空学科建物の改修工事に伴い, 実験の進行計画は幾分の影響を受けざるを得ないが, 明年度以降回復出来る予定である.
数値解析に関しては, オイラー方程式の解法による3次元遷音速翼列の解析プログラムを完成し, 種々の翼列作動條件下における翼周辺流れ, 翼面圧力分布, 翼下流の2次流れ等について調査を行った. この解析プログラムは昨年度完成した2次元の解析法を3次元に拡張したものである.
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