| Budget Amount *help |
¥4,550,000 (Direct Cost: ¥3,500,000、Indirect Cost: ¥1,050,000)
Fiscal Year 2026: ¥780,000 (Direct Cost: ¥600,000、Indirect Cost: ¥180,000)
Fiscal Year 2025: ¥780,000 (Direct Cost: ¥600,000、Indirect Cost: ¥180,000)
Fiscal Year 2024: ¥1,170,000 (Direct Cost: ¥900,000、Indirect Cost: ¥270,000)
Fiscal Year 2023: ¥910,000 (Direct Cost: ¥700,000、Indirect Cost: ¥210,000)
Fiscal Year 2022: ¥910,000 (Direct Cost: ¥700,000、Indirect Cost: ¥210,000)
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| Outline of Annual Research Achievements |
本課題では、航空機主翼の失速を予測するために実用レベルの精度での空力解析を可能とする数値モデルを構築することを目的として研究を実施した。航空機の離着陸時の条件である失速点付近における翼表面での流れについて空力特性を高精度に予測することが課題となっているが、計算コストを特に要する翼表面での流れ場を近似化することにより失速翼の空力を予測する手法を提案する。
本年度は研究計画の第一段階目として、近似モデルに対する参照データを取得するために、壁面近傍の境界層流れを近似化なしに完全に解像した場合の解析を実施した。特に失速を伴う高迎角の翼まわりの流れ場解析では大規模な剥離渦を有するため大きな解析領域が必要となる。そこで高レイノルズ数における迎角18度のA-airfoil翼に対し、異なるスパン方向の解析領域サイズにより予測した翼まわりの流れについてその空力特性を比較した。検証したスパン長さは翼弦長の5%, 10%, 20%の3通りである。揚力に関して、翼弦長10%と20%のスパン長さの解析では近い値を示した一方、5%の場合では過大評価された。この条件において、流れは翼弦長の中央付近から剥離するため剥離せん断層の領域が大きく後流で大規模なスケールの渦が発生する。解析するスパン長さが剥離せん断層のスケールより大幅に小さいとそのような後流域での乱流構造を適切に再現できない。そのため5%の解析ケースでは剥離が抑制されることで翼まわりの循環に影響し、結果として揚力が過大評価されたと考えられる。
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