円錐状先端が動く大気圏突入飛行体への熱伝達を推定するために円錐及び円錐中心軸と或る角度を持った中心軸を有する後続体の付属した数種類のセラミック製の模型を作辷り,その表面に温度に対応して色が変化する塗料をぬって実験を行なった。実験条件は澱み点圧力1,250psia,澱み点温度770T,マッハ数6.08,自由流Reynolds数1a75×106/f t である。熱伝達量の分布は塗料の色の変化をシネカラーで撮影することによって得られた。同時に用いられたシュリーレン装置により円錐の肩の後部にtrip st rip 領域の存在が認められ,この領域の前方では層流理論,後方では乱流理論による結果と実験値はよい一致をみた’図3参2
