A-314 超音速境界層遷移のシュリーレン法による観察
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概要
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In the present study the supersonic boundary layer transition is observed along a supersonic wind tunnel wall by using schlieren optical system at a freestream Mach number 2.0. The boundary layer is disturbed by small amplitude fluctuations introduced by an intentionally generated separated flow immediately behind the sonic throat. Here we present flow visualization results, which illustrate the transition initially governed by the small amplitude disturbances.
- 日本流体力学会の論文
- 2003-07-28
著者
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