ガイダンス時の資料

学生実験説明会
空力推進講座
流体力学研究グループ
実験テーマ
デルタ翼まわりの流れ
ヘリコプタ模型実験
遷音速2次元翼まわりの流れ
超音速流中の物体周りの流れ
集合場所
実験を行う各風洞前に集合する
機械航空実験棟1F
超音速風洞
自由傾斜風洞
遷音速風洞
デルタ翼まわりの流れ
担当者：古田泰之福岡孝和天野雄太
デルタ翼の高揚力装置の効果
デルタ翼とは・・・
航空機は後退角を大きく
することにより高速飛行
において衝撃波の影響
を軽減できる。
更に構造上の強度を増
すために後縁を胴体に
つなげデルタ形状となる。
低速飛行（離着陸時）における特徴と問題点
高迎角では前縁剥離渦が発生
低速でも高揚力が得られる
迎角が大きすぎると・・・
・抗力が急増する
・前方の視野が保てない
・前縁剥離渦が崩壊する
低速時の特性の向上が必要
実験装置および概要
Cranked Arrow Wing
自由傾斜風洞
オイルフローの実験結果
（胴体付きデルタ翼）
ヘリコプタ模型実験
実験担当者：近藤義貴、鎌田俊也、三枝大城
模型ヘリコプタ
ロータ直径 D ： 0.98 m
回転方向：時計回り
回転数： 1234.2 rpm
ブレード先端速度： 62.7 m/s
ピッチ角： 9.5 deg (ねじり下げなし)
胴体全長 L：0.98 m
ロータ回転面：回転軸に垂直
ロータ回転面高度
1) 地面効果なし
自由傾斜風洞
機体圧力測定
右側 (Starboard Side)
14点
x/L=0.018 (12点)
左側 (Port Side)
流れ場の可視化
(１) 吹き下ろし
(2) 翼端渦
流れ場の流速測定
遷音速2次元翼まわりの流れ
実験担当者: 小林貴広、八木直人、河村耕平
遷音速風洞
NACA0012翼模型
NACA0012翼まわりのシュリーレン写真
実験概要
実験内容: 翼表面の圧力分布測定
-1.5
-1
Cp
-0.5
0
upper
lower
0.5
1
1.5
0
0.2
0.4
X/C
0.6
0.8
実験結果（例）：翼面上の圧力分布
1
超音速流中の物体周りの流れ
担当： M2 小澤啓伺
D2 北村圭一
M1 矢橋務
高速飛翔体
ロケットなどの高速飛翔体
の先端形状は比較的単純
な形状をしている。しかし、
その先端形状を変えること
で、飛翔体の空力特性は
大きく変化する。また、超音
速で飛行することで、飛翔
体からは衝撃波が発生す
る。
実験装置および概要
超音速風洞
マッハ数：Ｍ＝1.5
高速飛翔体模型
飛翔体模型
超音速流中におかれた模型にはどのような現象が起きるのか。
模型表面の圧力はどのような分布になるのか。
先端形状を変えるとどのような変化が見られるか。
実験的検証
レポート作成時の注意
指定された2テーマについてレポートを作成
する．
レポートの考察は実験結果や実験テーマに
関することを各自で調べてA4のレポート用紙
2枚以上記入すること．
レポート提出期限及び提出先
提出期限:
実験終了後2週間以内
提出先:
2号館南館380号室
提出時の注意:
金子先生まで必ず手渡しで提出すること
実験時の注意
実験に適した服装を用意すること
土足禁止であるので動きやすく脱げにくい運
動靴を用意すること
実験担当者の指示に従い，許可なく実験装
置類に触れないこと

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