入口衝撃波を伴う亜音速ディフューザの流路形状に関する実験的研究 (<小特集>衝撃波現象とその工学的応用)
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概要
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A series of subsonic diffusers with a shock wave at the inlet was tested to establish a design technology in the development of a supersonic airintake. The effects of diffuser geometry and pressure gradient on the diffuser performance were investigated. The diffuser geometry with a constant Mach number gradient in the streamwise direction provides less total pressure loss than a straight diffuser. The bleed system employed upstream of the inlet is effective for the suppression of the total pressure loss. The diffuser performance depends strongly on the Mach number gradient, since it is sensitive to the flow separation due to large Mach number gradient.
- 一般社団法人日本機械学会の論文
- 1994-07-25
著者
-
本阿弥 眞治
東京理科大学工学部機械工学科
-
本阿弥 眞治
東京理科大学工学部
-
坂田 公夫
科学技術庁航空宇宙技術研究所
-
村上 哲
航空宇宙技術研究所
-
坂田 公夫
航空宇宙技術研究所 次世代超音速機プロジェクトセンター
-
進藤 重美
航空宇宙技術研究所
-
坂本 和之
石川島播磨重工業
-
坂田 公夫
Jaxa
-
本阿弥 眞治
東京理科大学 工学部
-
本阿弥 眞治
東京理科大学
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