遷音速タービンにおけるフィルム冷却効率(一般セッション 冷却)
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概要
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This paper deal with the film cooling effectiveness of round and shaped hole on the suction side of the airfoil under transonic condition. The measurement with heat - mass transfer analogy has been conducted at linear turbine cascade facility to investigate the effect on film cooling effectiveness due to varying exit Mach number and blowing ratio. Shock boundary layer interaction scarcely has influence on the film cooling effectiveness, and film flow is hard to diffuse in the lateral direction under transonic condition. In addition, the comparison between these experimental data and the results with CFD (Computational Fluid Dynamics) is reported.
- 社団法人日本機械学会の論文
- 2004-11-10
著者
-
武石 賢一郎
大阪大学大学院工学研究科
-
松浦 正昭
三菱重工業(株)
-
北村 剛
三菱重工
-
北村 剛
三菱重工業
-
武石 賢一郎
大阪大院
-
野上 龍馬
三菱重工業
-
武石 賢一郎
大阪大学 大学院工学研究科 機械工学専攻
-
松浦 正昭
三菱重工業(株)高砂研究所ターボ機械研究室
-
武石 賢一郎
大阪大 大学院工学研究科
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