Flow-deflection characteristics of JAXA 0.44 m Hypersonic Shock Tunnel with a dual-wheel model support system

0.44m極超音速衝撃風洞においてデュアルホイール型模型支持装置を使用時の気流偏向特性試験を2次元くさび模型を用いて行った。試験は模型表面圧力の計測とシュリーレン観測を行い、迎角変化に対する模型上下面の圧力値の変化を調べた。模型迎角に対する模型表面圧力の変化から一様流の気流偏角を推算し、マッハ数10ノズルを使用した今回のケースでは気流偏向角は約0.2度の吹き上げである事が分かった。また、試験結果からは模型後方からの圧力の遡りと思われる現象も観測された。今回の検討によってデュアルホイール型模型支持装置のスティングの長さや形状を含めた課題を明確にする事が出来た。
Flow-deflection characteristic tests were conducted at JAXA 0.44 m Hypersonic Shock Tunnel with a dual-wheel model support system. Surface pressures on upper and lower surfaces of a two-dimensional wedge model were measured to identify the flow deflection angle. The flow around the model was visualized by a schlieren optical system. The tests were conducted at a nominal Mach number of 10.4. The flow-deflection angle was deducted as 0.2 degrees.
資料番号: AA0063796000
レポート番号: JAXA-RR-06-040