超音速飛行ソニックブーム低減に向けた複葉翼周りの空力特性

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研究申込者

大林 茂 ( 東北大 )

Abstract

 ソニックブーム低減を目的としたBusemann型複葉翼周りの流れ特性に関する風洞実験を実施した.設計マッハ数1.7だけでなく,マッハ数1.5〜2.3とマッハ数0.3〜1.4までと広範囲の飛行マッハ数域の風洞実験を超音速および遷音速風洞設備を用いて実施した.
 複葉翼間および複葉翼周りの流れの二次元性を確保するために,図1の矩形複葉翼模型を用いた.図2に示すマッハ数1.7と1.3および図3に示すマッハ数1.9と1.0の流れ場の可視化画像をシュリーレン法によって得た.また,図2と図3には,NS方程式およびSA乱流モデルを用いたCFD計算結果を合わせて示した.
 これらの結果から,理論的解析やCFD計算によって提示されてきた複葉翼間の衝撃波干渉および相殺を実験的に確認することができ,非設計マッハ数における衝撃波発生や干渉などによる流れ場の変化についても捉えることができた.ただし,翼端から発生するマッハ波の翼面上での干渉を回避するために翼幅は翼弦長の1.5倍以上必要であるが,本実験は始動荷重に影響する翼面積を小さくするために翼弦長の0.75倍の模型を用いた.この実験模型ではKantrowitz条件を満足しないため,不始動状態へと陥ることが予想された.ところが,この実験模型でも衝撃波干渉および相殺を実現できたのは,複葉翼間の衝撃波発生による高圧部から複葉翼外部(主流静圧の低圧部)へ流れ出す(スピルアウトする)ことで,複葉翼間における不始動状態を回避したと考えられる.

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図1 測定部に取り付けた二次元複葉翼模型


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図2 シュリーレン写真(風洞実験)とCFD計算
    (NS方程式,SA乱流モデル)の圧力係数 .
    分布の比較(マッハ数1.7と1.3)      .
図3 シュリーレン写真(風洞実験)とCFD計算
    (NS方程式,SA乱流モデル)の圧力係数 .
    分布の比較(マッハ数1.9と1.0)      .


Key words

複葉翼,衝撃波干渉,ソニックブーム低減

2006年度の研究成果

Kuratani, N., Ogawa, T., Yamashita, H., Yonezawa, M. and Obayashi, S., "Experimental and Computational Fluid Dynamics around Supersonic Biplane for Sonic-Boom Reduction," 13th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, AIAA Paper, AIAA-2007-3677, Rome, Italy (May 2007).

Kuratani, N., Ogawa, T., Yamashita, H., Yonezawa M. and Obayashi, S., "Aerodynamic Performance of Supersonic Biplane for Sonic-Boom Reduction," The Fourth International Conference on Flow Dynamics, pp.3-4-5, Sendai, Japan, (Sep. 2007).

Kuratani, N., Ogawa, T., Yonezawa, M., Yamashita, H. and Obayashi, S., "Experimental and Numerical Study on Aerodynamic Characteristics of Supersonic Biplane in Whole Speed Range", 2nd European Conference for Aerospace Sciences (2nd EUCASS), No. 257, Brussels, Belgium, 2007.

倉谷尚志, 小川俊広,米澤誠仁,山下博,大林茂, "ソニックブーム低減用複葉翼 間の衝撃波干渉と相殺", 第39回流体力学講演会 / 航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2007, 1A7, 東京, 2007年6月.

利用期間

平成19年2月5日〜2月16日