2016 Fiscal Year Research-status Report
遷音速Junction Flowの有害抵抗発生メカニズム解明とコード断面設計法
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16K18315
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| Research Institution | Japan Aerospace EXploration Agency |
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Principal Investigator |
湯原 達規 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構, 航空技術部門, 研究開発員 (90769895)
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| Project Period (FY) |
2016-04-01 – 2018-03-31
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| Keywords | 遷音速 / 空力設計 / 航空機設計 |
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| Outline of Annual Research Achievements |
本研究は，遷音速旅客機の主翼翼端のWingletとMain Wingの接続部で生じるJunction Flowの有害抵抗発生メカニズムを解明すること，その有害抵抗を抑制するためのコード断面設計法を検討することを目的とする．FY28年度は以下のことを実施した．
A)遷音速Junction Flowの有害抵抗発生メカニズムの解明
Winglet形状のCant角およびR面のパラメトリックスタディを数値解析で実施した．その数値解析結果に後流積分法を適用し，スパン方向の誘導抵抗分布とプロファイル抵抗（≒有害抵抗）分布を評価した結果，以下のことが明らかとなった．A-1) Cant角を増加すると誘導抵抗は増加することを確認した．（※スパン方向の弧長は一定とする）A-2) R面と誘導抵抗との相関は確認できなかった．A-3) Cant角・R面を狭窄する方向に設定するとプロファイル抵抗が増加することを確認した．
B)コード断面設計法
当初予定していた高梨の方法(1)ではなく，Cambellの方法(2)を参考に曲率に基づくコード断面設計環境を構築した．(1)Takanashi, S., Iterative Three-Dimensional Transonic Wing Design Using Integral Equations, Journal of Aircraft, VOL. 22, NO. 8, 1985.(2)Campbell, R. L., An Approach to Constrained Aerodynamic Design With Application to Airfoils, NASA TP 3260, 1992.
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| Current Status of Research Progress |
Current Status of Research Progress
2: Research has progressed on the whole more than it was originally planned.
Reason
本研究は，おおむねスケジュール通りに進展している．詳細を以下に示す．
A)遷音速Junction Flowの有害抵抗発生メカニズムの解明
数値解析によるパラメトリックスタディを完了し，上述の通り成果を得ることができた．風洞試験による検証をFY29年度に予定しているが，風洞試験模型の形状設計と模型製作を完了した．形状設計の概要に関しては，日本航空宇宙学会主催の第54回飛行機シンポジウム等，米国航空宇宙学会主催のScitech2017にて口頭発表（共著）を行った．
B)コード断面設計法
上述の通り当初予定とは異なる設計法を用いて逆問題設計環境の構築を完了したが，今後の予定に特段影響はないと考えている．
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| Strategy for Future Research Activity |
本研究の今後の推進方策を以下に示す．
A)遷音速Junction Flowの有害抵抗発生メカニズムの解明
遷音速Junction Flowの有害抵抗を適切に評価するためには，後流積分法の推算精度が重要であることが分かった．FY29年度に実施予定の風洞試験結果を使って，後流積分法の推算精度向上を図ることにする．
B)コード断面設計法
プロファイル抵抗（≒有害抵抗）を低減するためにFY28年度の成果に基づき目標圧力分布を設定し，逆問題設計を実施する．
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