ソニックブーム低減用超音速複葉翼の流れ特性と空力特性

研究申込者

大林　茂　（東北大学）

研究要旨

　超音速飛行時のソニックブームの低減技術として，1930年代にAdolf Busemannによって提唱された超音速複葉翼理論を応用した機体コンセプトが近年注目されている．これまでに数値流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）計算を駆使し，2次元及び3次元形状，胴体形状，逆問題設計などの研究が進められてきた．従来のCFD結果を実験的に実証し，将来的に超音速複葉翼機の概念設計に資する基礎的な流れ特性及び空力特性を捉えることが大きな目標である． 　　
　本研究では，設計マッハ数M∞=1.7だけではなく，マッハ数M∞=1.5〜1.9で実験を実施した．用いた模型はアスペクト比AR=2.5の複葉翼模型（図1）である．複葉翼周りの流れや衝撃波の干渉の様子及び翼表面圧力分布を調べる方法として，シュリーレン可視化法（図2）及び感圧塗料（Pressure-Sensitive Paint，PSP）技術（図3）を用いた．また，比較のために図4に準定常Navier-Stokes計算による翼表面圧力分布を示す． 　　
　シュリーレン可視化画像より，M∞=1.5及び1.6では複葉翼前縁で付着衝撃波が発生し不始動となり，M∞=1.7〜1.9では翼間での衝撃波の干渉及び相殺の様子が見ることができた．M∞=1.5及び1.6のPSPによる圧力分布画像は，CFDによる圧力分布画像と良い一致を示している．しかしながら，M∞=1.7ではPSPは不始動となり，CFDは始動となっている．この違いは，模型の寸法誤差やPSP塗料の厚みによる翼間距離の微小な変化によるものと考えられ，今後の実験ではこれらのことを考慮しなければいけないことがわかった．

図1 風洞試験模型　　　　　　　　図2 　シュリーレン可視化画像
　　　　　　　　　　　　　　　　　（a）M∞=1.6 （b）M∞=1.7



図3 PSP計測による翼表面圧力分布　　　　　　図4 CFDによる翼表面圧力分布
（a）M∞=1.5（b）M∞=1.6（c）M∞=1.7 （a）M∞=1.5（b）M∞=1.6（c）M∞=1.7

Key words

複葉翼，衝撃波干渉, ソニックブーム，PSP

2008年度の研究成果

藤園 崇， 大山 創史， 永井 大樹， 大林 茂， 浅井 圭介, 超音速複葉翼の始動過程に対する3次元性の影響, 日本航空宇宙学会 北部支部 2009年講演会, 仙台, 宮城 2009年3月

Hiroki Nagai, Soshi Oyama, Takashi Fujisono, Shigeru Obayashi, Keisuke Asai, Three dimensional effect of a supersonic busemann biplane on start process, 27th International Symposium on Space Technology and Science, つくば，茨城 2009年7月

利用期間

2008年5月12日〜2008年5月23日