本論文は本研究に関する既発表論文 16),17) の内容に新たな検討を加え、再構成を行ったものである。 *1 大阪大学大学院工学研究科地球総合工学専攻 博士前期課程 *2 大阪大学大学院工学研究科地球総合工学専攻 教授・博士 (工学) *3 大阪大学大学院工学研究科地球総合工学専攻 教授・工学博士 *4 大阪大学大学院工学研究科地球総合工学専攻 准教授・博士 (工学) *5 大阪大学大学院工学研究科地球総合工学専攻 助教・博士 (工学) *6 三機工業株式会社 博士 (工学) *7 東京電力株式会社 (当時大阪大学大学院生)

The flow condition between the rotor blades of a liquid rocket engine supersonic turbine was studied experimentally and numerically. The entrance Mach number was 1.94, and the turning angle of the blades was 120°. A shock wave was created at the leading edge of the blade, and the Mach number in the passage between the blades decreased to around unity. A similar deceleration has been reported in several past studies. It was found that centrifugal force created the shock wave at the leading edge, reducing both the Mach number and total pressure. This phenomenon is characteristic of high-speed blades with large turning angles. The Mach number in the passage was restricted when the mass flow rate was specified under the specified passage configuration. A convergent-divergent configuration of the passage between the blades suppresses the performance degradation of supersonic turbines.