Research on Shock-Wave/Boundary-Layer Interaction and Hypersonic Boundary-Layer Transition due to a wall-mounted protuberance using TSP

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本研究では，これまで研究開発してきた高速応答感温塗料計測法（TSP）を用い，円錐面上に発達する極超音速境界層の遷移メカニズムを調査することが目的である．昨年度まで行ってきた極超音速衝撃風洞の施工は完了し，現在，運転確認および気流検定を行っている．本衝撃風洞の運転システムは，二段の自動高速開閉バルブシステムによって構築されており，これらのバルブの動作安定および安全性を確認している．高圧ガスを開放する一段目のバルブに関して，およそ0.25秒の開閉時間の間に，3.0MPaの高圧ガスは，2.0MPaまで減圧された．この繰り返し精度は極めて高いことを確認した．異なる高圧ガス圧力値においても，同様の繰り返し精度が確認できた．二段目のバルブについて，こちらも同様に動作安定性を確認できたが，二段目のバルブの動作と気流安定性は直接関係するため，気流検定によりバルブの動作確認を行った．具体的には，試験部の気流方向に対して軸対象となるよう円柱模型を設置し，高速シュリーレン法により流れ場全体を可視化した．バルブが正常に作動し，気流が安定していれば，円柱前方に弓形衝撃波が形成され，その形状は時間的に安定することが予測できる．結果として，円柱前方に弓形衝撃波を確認でき，その形状は時間的に安定しており，バルブの動作安定を確認できた．今後は，極超音速衝撃風洞の気流検定と安全性の確認を継続しながら，本研究の目的である，円錐状に発達する極超音速境界層の遷移現象をTSPによる二次元熱流束分布により調査する．