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衝撃風洞貯気槽温度に対する衝撃波／境界層干渉の影響

机译：衝撃風洞貯気槽温度に対する衝撃波／境界層干渉の影響

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宇宙往還機や極超音速旅客機の基本空力特性および熱防御性能を把握するために，衝撃風洞による実験は重要である．衝撃風洞は，衝撃波管で発生した高温高圧気体をノズルにより加速膨張させ，高マッハ数の気流を得る風洞である．衝撃波管管端部での衝撃波反射を利用する衝撃風洞は，反射型衝撃風洞と呼ばれ，名古屋大学航空宇宙工学教室には，マッハ数M＝8.0の反射型衝撃風洞がある．この風洞を用いて，本研究室ではこれまでに，ロケットブースターや再使用型宇宙往還機の模型に対して，空力ヤ空力加熱率特性を明らかにする実験が行われて来た．データの信頼性や精度を保証するためには，作動筒管端部に生成される貯気槽気体の物理的な特性，つまり総圧および総温の正確な値が必要となる．衝撃風洞のよう．な試験時間の極めて短い風洞（本衝撃風洞では約50ms）では，温度測定は困難で，これまでは，理論（衝撃波関係式）から総温を推定してきた．

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