Construction of Mars Atmospheric Wind Tunnel Ver. 2.0 and elucidation of compressible low Reynolds number flows around an airfoil using image-based unsteady measurement

• Project/Area Number: 25K00034
• Research Category: Grant-in-Aid for Scientific Research (B)
• Allocation Type: Multi-year Fund
• Section: 一般
• Review Section: Basic Section 19010:Fluid engineering-related
• Research Institution: Nagoya University
• Principal Investigator: 永田 貴之 名古屋大学, 工学研究科, 助教 (30898276)
• Co-Investigator(Kenkyū-buntansha): 青野 光 信州大学, 学術研究院繊維学系, 准教授 (10623712) ; 野々村 拓 名古屋大学, 工学研究科, 教授 (60547967)
• Project Period (FY): 2025-04-01 – 2028-03-31
• Project Status: Granted (Fiscal Year 2025)
• Budget Amount: ¥18,850,000 (Direct Cost: ¥14,500,000、Indirect Cost: ¥4,350,000); Fiscal Year 2027: ¥2,210,000 (Direct Cost: ¥1,700,000、Indirect Cost: ¥510,000); Fiscal Year 2026: ¥7,540,000 (Direct Cost: ¥5,800,000、Indirect Cost: ¥1,740,000); Fiscal Year 2025: ¥9,100,000 (Direct Cost: ¥7,000,000、Indirect Cost: ¥2,100,000)
• Keywords: 低圧風洞 / 圧縮性低レイノルズ数流れ

Outline of Research at the Start

高亜音速での低レイノルズ数風洞試験を可能にする低圧風洞「火星大気風洞2.0」を新たに構築し，密度勾配場や速度場の計測により，幅広い条件下で層流剥離泡や乱流遷移に対するレイノルズ数やマッハ数の効果を体系的に明らかにする．次に，実験結果に基づき乱流遷移や層流剥離泡が特徴的となる条件で高解像度数値計算を行い詳細な現象理解を行う．得られたデータから層流剥離泡や乱流遷移現象を含む圧縮性低レイノルズ数の流れをモデル化し，現象理解および火星航空機や高高度無人機など低圧環境下で運用される流体機械の高性能化を狙う．