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航空機の離着陸時に機体から発生する空力音の低減を目的として，流れ情報の高効率縮約技術に基づく騒音アクティブ制御法の開発を進めた．対象とする流れ場を，騒音発生の物理機構が解明されているTrailing edge noise（TEノイズ）に定めた．（１）流体数値シミュレーション（CFD）とモード解析（レゾルベント解析）によるTEノイズ入出力モードの特定と高効率抑制法の開発，（２）風洞実験による実証試験，に分けて研究を進めた．
（１）では，レゾルベント解析の結果，翼の圧力面側の境界層内で入力モードの振幅が大きくなることが分かった，これは，圧力面側の境界層に誘発される流れの不安定性に対応している．つぎに，圧力面側の入力モードの振幅が最大になる位置でTEノイズと同じ周波数のジェットを付加した数値シミュレーションを行った．その結果，TEノイズの周波数成分が抑制されていることを確認した．成果を日本航空宇宙学会の講演会にて公表した．さらに，CFD解析データを渦音理論と動的モード分解（DMD）により詳細に調べたところ，新たに，渦干渉による四重極音の存在を明らかにした．この成果を，雑誌論文投稿し，現在査読を受けている段階である．
（２）では，研究分担者として中北和之氏（宇宙航空研究開発機構)を新たに加え，（１）の結果に基づくTEノイズの風洞実験を行った．実験には，宇宙航空研究開発機構（調布）が所有する小型低乱風洞を用い，少数の圧力センサを埋め込んだNACA 0012翼模型周りの流れを調べた．感圧塗料（PSP）による表面圧力場計測と周辺に設置したマイクによる音圧計測を行った．その結果，（１）で新たに見出した四重極音を実験でもとらえた．さらに，パルスレーザによる制御を試行し，TEノイズの抑制に有効との見通しを得た．成果を今後，アメリカ航空宇宙学会講演会，雑誌論文にまとめる予定である．
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