| Project/Area Number |
21H01523
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| Research Category |
Grant-in-Aid for Scientific Research (B)
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| Allocation Type | Single-year Grants |
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| Section | 一般 |
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| Review Section |
Basic Section 24010:Aerospace engineering-related
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| Research Institution | Tohoku University |
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Principal Investigator |
Kawai Soshi 東北大学, 工学研究科, 教授 (40608816)
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| Project Period (FY) |
2021-04-01 – 2024-03-31
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| Project Status |
Completed (Fiscal Year 2023)
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| Budget Amount *help |
¥17,160,000 (Direct Cost: ¥13,200,000、Indirect Cost: ¥3,960,000)
Fiscal Year 2023: ¥6,110,000 (Direct Cost: ¥4,700,000、Indirect Cost: ¥1,410,000)
Fiscal Year 2022: ¥5,720,000 (Direct Cost: ¥4,400,000、Indirect Cost: ¥1,320,000)
Fiscal Year 2021: ¥5,330,000 (Direct Cost: ¥4,100,000、Indirect Cost: ¥1,230,000)
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| Keywords | 乱流境界層 / 高レイノルズ数流れ / 圧縮性流体 / LES / データ駆動科学 / 圧縮性熱流体 |
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| Outline of Research at the Start |
本研究では、航空機の性能や安全性に大きな影響を持つ圧縮性乱流境界層現象に対し、開発してきた高次精度・圧縮性流体解析コードと最新鋭のスパコンを駆使した大規模直接数値解析から、複雑流体現象を高忠実に再現する時空間大規模データベースを構築する。また構築する高忠実な大規模データベースの理論的およびデータ駆動的アプローチの両面を駆使した多角的解析から、圧縮性乱流境界層現象の物理メカニズムや物理法則を明らかにし、航空機などの圧縮性高レイノルズ数流れに高忠実な数値解析を適用可能とする汎用性の高い物理モデルを確立する。
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| Outline of Final Research Achievements |
This study investigated a wall modeling in large-eddy simulation (LES) that enables high-fidelity simulations of compressible separated turbulent boundary layers with shock waves and wall heat fluxes at high Reynolds numbers, which have a significant impact on aerodynamics and the safety of aircraft and rockets. Based on large-scale direct numerical simulation databases, the details of the compressible flows with shock waves and wall heat fluxes are analyzed, and a wall model is developed based on the obtained knowledge. Using the wall model, low-frequency self-excited oscillation phenomena caused by shock waves and separated turbulent boundary layers in an over-expanded nozzle with wall heat flux at a high Reynolds number were investigated to validate the developed wall-modeled LES.
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| Academic Significance and Societal Importance of the Research Achievements |
航空機やロケット開発の設計上流段階から信頼できる機体設計を実現するため，高忠実なLESの設計開発への展開に対する期待が近年大きくなってきている． LESを設計開発に展開するためには，航空宇宙分野で扱う必要がある10の7乗レベルの高レイノルズ数条件における衝撃波や壁面熱流束を伴う圧縮性乱流境界層剥離流れを予測可能とするLES技術（壁面モデルLES）の確立が不可欠であり，当該研究分野に貢献することを目指して研究を推進した．また本研究成果は，航空宇宙分野に限らず，衝撃波や壁面熱流束を伴う幅広い工学分野の高レイノルズ数流れを伴う流体解析に対する波及効果も期待できると考えている．
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