流体波動に対する数値シミュレーションの展開 と流体現象制御への応用 大学院理工学研究部 (工学) 教授 松島紀佐 大学院理工学教育部 修士2年 竹内和也 富山大学 背 景 後退角 大きい 実 験 超音速旅客機(SST)の翼平面形 後退角 小さい z 翼型 前後対称断面形状の厚み比5%複円弧翼型 x コンコルドのようなデルタ翼形状が主 流 翼平面形に関する系統的な考察は 1960年頃の線形理論による解析のみ Spike Aerospace S-512 y 後退角 小さい コンコルド CL z 従来研究との比較 これまでの研究に対する疑問点 ■ 線形理論による予測の限界 ■ 超音速空力特性の前縁・後縁の後退角依存 6種の翼平面形に超音速のCFD(Navier-Stokes)シミュレーショ ン CD-M∞曲線について以下を考察 ■ ■ スパン方向断面 半スパン長の95%位置から減少 y Aerion AS2 ■ 翼平面形(半スパン) 半スパン長 2.0 アスペクト比 4.0 x 近年、矩形翼のAerionなどが開発されており、 新しい技術の発展に応じた超音速平面形解析 が必要であるという認識に至った。 ■ 計算シミュレーション及び解析は 以下の翼形状・計算手法を用いる 線形理論との違いについて 前縁の後退角の影響についての認識の改善 後縁の後退角の影響 後縁の後退角の重要性 計算手法 支配方程式 時間積分 空間離散化 乱流モデル 3次元圧縮性薄層近似Navier-Stokes方程式 LUSGS法 3次精度MUSCL解法および2次精度中心差分 Baldwin-Lomaxモデル 格子 格子 格子点数 翼面上格子点数 C-H型構造格子 345×58×73 185×42 計算条件 Re M∞ レイノルズ数 マッハ数 迎角 実験結果 = 2.0×107 = 0.8 – 2.8 = 0° 格子全体図 後縁後退角のCDへの影響メカニズム 亜音速後縁・超音速後縁 前縁の影響(線形理論との比較) ⇒ 圧力分布(CP)変化 ⇒ 抵抗係数(CD)変 45°後退角の計算結果と線形理論の比較 化 前縁後退角が等しい時(45°)のCD-M∞曲線 亜音速後縁 1.41 計算結果 後退角による変化 2.00 離脱 衝撃波 線形理論 付着 衝撃波 M∞=MLE M∞=Mmax M∞=Mtr M∞>Mtr 抵抗係数CDのピーク波形が線形理論と比べ緩やか M∞ 前縁 後縁 前縁 後縁 LE=TE=45 ° 超音速後縁 抵抗係数CDが最大となる一様流マッハ数が違う 線形理論では前縁後退角に垂直なマッハ数(MLE)が1を超えるとき最大 ⇒ 離脱衝撃波から付着衝撃波への遷移の影 響 離脱・付着衝撃波 判別式&図 M∞ LE=45°,TE=11.3 ° 衝撃波( M∞=1.20 ) Cp分布( M∞=1.20 ) Cpコンター図(y=0.90,M∞=1.20) まとめ・今後の展望 超音速流での翼平面形の前縁や後縁の後退角の、抵抗係数への影響について、3次元N-Sシミュレーションを用いて調べ た。 その結果以下の事が分かり、その物理的要因の考察も行った。ただし、翼型は前後対称断面形状の複円弧翼型である。 前縁の後退角について: 抵抗係数CDに反映される前縁付近での衝撃波の生成のされ方は、マッハ数や翼型前縁形状の関数で、連続的に変化。 ⇒ CD -M∞グラフのM∞= MLE付近のグラフ曲線の挙動は、線形理論では予測できない。精密に解析するならN-S計算など付着/離脱衝撃波理論の考慮が必要。 後縁の後退角について: 超音速後縁か亜音速後縁かにより翼面上の衝撃波生成が変化し、翼にかかる力が大きく変化 ⇒ 抵抗係数CDが最大となる一様流マッハ数M∞は前縁の後退角LEよりも後縁の後退角TEの影響を受ける。 ⇒ 後縁の後退角の与える影響も大きいことを明らかにした。 【地域社会や産業界での応用分野・活用方法 等】 日本経済新聞によれば、2013年6月に米ボーイング社は今後20年間で世界 の民間航空機の需要は2倍に拡大するという市場予測を発表した。20年の累 計で、3万5千機、金額では約461兆円であるという。これは、航空輸送の好調 な需要拡大によるもので、年間成長率は、世界全体で旅客貨物ともに約5%と されている。そのうち、(高い性能の機体が実現されれば)超音速機が活躍で きる割合は大きい。その市場獲得を目標に、これまでの超音速機の欠点を克 服する革新的なアイデアを探るべく、超音速機開発につながる基礎研究を重 ねていくつもりである。 東京と主要都市との飛行時間 JAXA 静粛超音速機技術の研究開発 公募型研究 参照文書より 世界の航空需要予測(平成13年度) 文部科学省HPより 連絡先 富山大学リエゾンオフィス・TLO TEL:076-445-6392 FAX:076-445-6939 Email:[email protected]
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