| Project/Area Number |
20K22379
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| Research Category |
Grant-in-Aid for Research Activity Start-up
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| Allocation Type | Multi-year Fund |
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| Review Section |
0301:Mechanics of materials, production engineering, design engineering, fluid engineering, thermal engineering, mechanical dynamics, robotics, aerospace engineering, marine and maritime engineering, and related fields
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| Research Institution | Tohoku University |
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Principal Investigator |
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| Project Period (FY) |
2020-09-11 – 2023-03-31
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| Project Status |
Completed (Fiscal Year 2022)
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| Budget Amount *help |
¥2,860,000 (Direct Cost: ¥2,200,000、Indirect Cost: ¥660,000)
Fiscal Year 2021: ¥1,430,000 (Direct Cost: ¥1,100,000、Indirect Cost: ¥330,000)
Fiscal Year 2020: ¥1,430,000 (Direct Cost: ¥1,100,000、Indirect Cost: ¥330,000)
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| Keywords | 航空機 / 乱流 / 剥離 / 高レイノルズ数 / 乱流境界層 / 境界層 / 失速 / 流体力学 |
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| Outline of Research at the Start |
本研究では、航空機の失速現象の予測精度向上を目指し、数値シミュレーションを通じて、航空機翼上および胴体(側壁)境界層の干渉による剥離現象の理解とモデリングを行う。剥離を伴う流れ場において高精度な流れ場データを取得するためには、これまでに失速点付近の翼型周り流れ場解析において実績のあるLarge eddy simulationを用いる。この解析によって流れ場全体における速度変動等の時間統計量のデータを取得し、側壁境界層が境界層発達に与える効果を明らかにするとともに、レイノルズ平均NavierーStokes方程式に基づく乱流モデルの改良を試みる。
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| Outline of Final Research Achievements |
Boundary layer interference at the wing-body junction is crucial for predicting the aircraft stall phenomena. Therefore, this study tackled the large-eddy simulation (LES) of a turbulent boundary layer with a side wall to clarify the effects of the interference between the boundary layers. The LES results quantitively show that the secondary vortex caused by the boundary layer interference delays the flow separation at the corner. Also, an improved turbulence model was constructed based on the knowledge from the analysis of the constitutive relation between the Reynolds stress and velocity gradient using the LES results. The improved turbulence model better predicts the secondary vortex and the flow separation at the corner compared to the existing model.
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| Academic Significance and Societal Importance of the Research Achievements |
航空機の失速現象の予測は安全設計上重要であるが、従来の乱流モデルを用いた数値計算では十分な予測が困難であった。本研究は、失速現象に対して大きな役割を持つ翼胴結合部における境界層の剥離に焦点を当て、高忠実乱流シミュレーションにより現象の理解と乱流モデルの改良を目指した。この高忠実乱流シミュレーションにより、翼胴結合部の流れ場で重要となる流体現象を特定することができた。また、本研究で提案された乱流モデルは既存の流体ソルバに容易に実装可能であり、失速現象の予測精度向上に貢献するものであると考えられる。
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