Measurement of aerodynamic heating in HYFLEX

航空宇宙技術研究所 12-13 Jun. 1997 東京 日本
National Aerospace Laboratory 12-13 Jun. 1997 Tokyo Japan
HYFLEX(極超音速飛行実験)機のセラミックタイル領域における空力加熱を測定し、風洞試験結果と比較した。地上ランプ加熱試験で作成した熱モデルを仮定して、セラミックタイルの表面温度履歴から、飛行中の空力加熱率を推算した。境界層遷移を風上側で観測すると、遷移位置が数秒間でx/L(位置/機体長)の約30%前方に移動した。主流のレイノルズ数がほとんど一定であるにも拘わらず、遷移域点で再層流化が観測されるのは興味深い。Pollの判定基準による遷移付近の局所流れ条件を比較し、表面粗さを考慮すれば条件が妥当なことを示した。また、遷移前および再層流化後の加熱率は、比較的低いレイノルズ数での風洞試験データと一致した。
Aerodynamic heating in the ceramic tile region of HYFLEX (Hypersonic Flight Experiment) is measured for comparison with wind tunnel test results. Aerodynamic heating rate in the flight were reduced from time history of surface temperature of ceramic tile assuming thermal model constructed from ground lamp heating test. Boundary layer transition was observed in windward side and the position of transition moves forward within several seconds to about 30 percent of x/L. It is interesting that re-laminarization were observed at point of the transited area in spite of almost constant free stream Reynolds number. Comparison of local flow condition around the transition with Poll's criterion were made and the results showed that the condition is reasonable considering surface roughness. Also, heating rate before transition and after re-laminarization agrees with the data from wind tunnel test at relatively low Reynolds number.
資料番号: AA0001433017
レポート番号: NAL SP-37