2018 Fiscal Year Annual Research Report
Direct numerical simulation of a three-dimensional turbulent boundary layer with emphasis on a corner flow in a wing-body junction
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16K06101
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| Research Institution | Japan Aerospace EXploration Agency |
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Principal Investigator |
阿部 浩幸 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構, 航空技術部門, 主任研究開発員 (80358481)
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| Project Period (FY) |
2016-04-01 – 2019-03-31
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| Keywords | ３次元乱流境界層 / コーナーフロー / 直接数値シミュレーション |
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| Outline of Annual Research Achievements |
本研究では，航空機翼面と胴体のコーナー部に生じる３次元乱流境界層の乱流輸送現象の解明を目的に，①逆圧力勾配の平板乱流境界層DNSコードと②コーナーフローDNSコードの開発を行った．なお，①のDNSは，コーナー部と翼面の乱流境界層の違いを定量化するために必須である．①の計算は，リスケーリング・リサイクリング法（Lundら，1998）を用いてドライバー部の計算を行い，そのデータを流入条件として与え，逆圧力勾配の平板乱流境界層のDNSを行うものである．逆圧力勾配の形成は，乱流境界層に平衡状態が得られる条件を念頭に置き，上部境界の主流速度の大きさを操作することにより行った．空間的離散化は，流れ方向・スパン方向は４次精度中心差分，壁垂直方向は２次精度中心差分で行った．一方，②の計算は，翼と胴体のコーナー部の2次流れを念頭に，矩形ダクトのDNSを行うものである．空間的離散化は，流れ方向は４次精度中心差分，その他の方向は2次精度中心差分で行った．コードの開発後，レイノルズ数効果とアスペクト比の影響の検討を行った．加えて，コーナーフローを予測可能とするRANSモデルの開発として，研究代表者らが開発を進めてきたk-εモデルに対しDNSデータを用いて2次非線形渦粘性表現を開発するとともに，開発したモデルをJAXAが開発した圧縮性ソルバーFaSTARに導入した．NASA Langley Research Centerの乱流モデルテストケースに対する検証の後，航空機周りの乱流場の代表的なテストケースであるNASA Common Research Modelの風試結果に対して検証を行った結果，開発した非線形k-εモデルは，高迎角時の翼と胴体のコーナー部の剥離を実験と同程度の大きさに予測し，コーナーフローの予測に成功した．
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