| Project/Area Number |
21H01524
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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 |
Nagai Hiroki 東北大学, 流体科学研究所, 教授 (70360724)
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| Co-Investigator(Kenkyū-buntansha) |
藤田 昂志 東北大学, 流体科学研究所, 助教 (80774471)
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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 |
¥17,550,000 (Direct Cost: ¥13,500,000、Indirect Cost: ¥4,050,000)
Fiscal Year 2023: ¥3,640,000 (Direct Cost: ¥2,800,000、Indirect Cost: ¥840,000)
Fiscal Year 2022: ¥3,380,000 (Direct Cost: ¥2,600,000、Indirect Cost: ¥780,000)
Fiscal Year 2021: ¥10,530,000 (Direct Cost: ¥8,100,000、Indirect Cost: ¥2,430,000)
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| Keywords | 低レイノルズ数 / 感温塗料 / 摩擦応力分布 / cntTSP / カーボンナノチューブ / 回転翼 / 非定常 / 境界層遷移 / 低レイノルズ数流れ / 運動する翼 |
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| Outline of Research at the Start |
本提案では，低レイノルズ数流れにおいて，運動する翼面上の流れのはく離位置，層流／乱流の境界層遷移位置，再付着位置の時空間変化を可視化（検出）する技術を確立することを目的としている．その手段として，カーボンナノチューブを薄膜化したヒータ（cnt）と感温塗料（TSP）を組み合わせたcntTSPをベースとした計測技術に関する研究開発を行うものである．
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| Outline of Final Research Achievements |
The purpose of this proposal is to establish a technique to visualize the position of laminar/turbulent boundary layer transitions, etc., which change the flow over a moving airfoil surface in low Reynolds number flow. For the measurement, cntTSP, a combination of a heater (cnt) with a thin film of carbon nanotubes and a thermosensitive paint (TSP), will be used. We have applied cntTSP to rotor blade surfaces and, measured temperature distributions on rotor blade surfaces in hovering and forward flight conditions, and converted time series images of the temperature distributions into frictional stress distributions. In particular, the formation of the leading edge vortex (LEV) was observed, and proved to be a powerful tool in discussing thrust and torque values.
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| Academic Significance and Societal Importance of the Research Achievements |
本提案では，ドローンなどに代表される回転翼飛行体のロータリーブレード上の流れ場を時系列温度分布の可視化を行うことで解明することを目的としている．そのために，カーボンナノチューブを薄膜化したヒーターを翼表面上に塗布し，流れによる微小な温度変化を増幅し，その温度変化を発光として捕らえる感温塗料技術を組み合わせた．この技術により，回転翼表面上で生じる前縁はく離渦や摩擦応力分布を可視化することができた．この成果により，力計測で得られた推力やトルクの数値を議論する際に流れ場との対比が可能となるためドローなどの飛行体開発において非常に有力なツールになるといえる．
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