|
本研究では、三次元ナビエ・ストークス方程式数値計算の航空機設計等への工学的実用化を目指して、総合的に効率よい複数の数値計算法の構築を目的としている。一つの方法は準非構造格子(プリズム状格子)を用いた方法で、航空機等のまわりの高レイノルズ数流れに対して格子形成を大幅に簡単化するアプローチである。本年度は、最適化手法で用いられる極値問題を利用したプリズム状格子形成法に関しての論文を投稿した。また、この準非構造格子上で三次元ナビエ・ストークス方程式を解く計算コードの検証として、航空機の翼胴モデルまわりの流れ計算結果を実験値と比較してその精度を確認した。更にこの計算法の実証のために、エンジンナセル等も含んだ航空機全機まわりの高レイノルズ数流れの計算結果の検証を進めている。また、準非構造格子の利点を利用して解適合格子細分化との組み合わせを行い、衝撃波等の解像をより高度にする計算法の研究も進めている。
航空機まわりの流れのもう一つの計算法として、超音速航空機まわりの流れ場を空間前進法により効率よく解くための計算コードを構築し、次世代超音速旅客機のソニックブーム伝搬に関する解析も進めている。計算結果から、クランクアロー型の翼形状ではかなりソニックブームの低減が計れる反面、ソニックブームの影響範囲は広がることも明らかになった。
高レイノルズ数流れの数値計算に不可欠な乱流モデルに関しても、既存のいくつかのモデルを翼列流れに適用して検証を進めている。衝撃波と境界層干渉の強い流れ場では、最も一般的に用いられるBaldwin-Lomaxモデルに対しJohnson-Kingモデルの優位性が確認された。しかし、翼端もれ流れや空気噴き出し等の複雑な場では高次方程式モデルあるいはRNGモデル等の検討が必要となる。
|
