流体波動に対する数値シミュレーションの展開と流体現象制御への応用大学院理工学研究部（工学）教授松島紀佐大学院理工学教育部修士２年竹内和也富山大学背景後退角大きい実験超音速旅客機（SST）の翼平面形後退角小さい z 翼型前後対称断面形状の厚み比5%複円弧翼型 x コンコルドのようなデルタ翼形状が主流翼平面形に関する系統的な考察は 1960年頃の線形理論による解析のみ Spike Aerospace S-512 y 後退角小さいコンコルド CL z 従来研究との比較これまでの研究に対する疑問点 ■ 線形理論による予測の限界 ■ 超音速空力特性の前縁・後縁の後退角依存 6種の翼平面形に超音速のCFD(Navier-Stokes)シミュレーション CD-M∞曲線について以下を考察 ■ ■ スパン方向断面半スパン長の95%位置から減少 y Aerion AS2 ■ 翼平面形（半スパン）半スパン長 2.0 アスペクト比 4.0 x 近年、矩形翼のAerionなどが開発されており、新しい技術の発展に応じた超音速平面形解析が必要であるという認識に至った。 ■ 計算シミュレーション及び解析は以下の翼形状・計算手法を用いる線形理論との違いについて前縁の後退角の影響についての認識の改善後縁の後退角の影響後縁の後退角の重要性計算手法支配方程式時間積分空間離散化乱流モデル３次元圧縮性薄層近似Navier-Stokes方程式 LUSGS法３次精度MUSCL解法および２次精度中心差分 Baldwin-Lomaxモデル格子格子格子点数翼面上格子点数 C-H型構造格子 345×58×73 185×42 計算条件 Re M∞  レイノルズ数マッハ数迎角実験結果 = 2.0×107 = 0.8 – 2.8 = 0° 格子全体図後縁後退角のＣＤへの影響メカニズム亜音速後縁・超音速後縁前縁の影響（線形理論との比較） ⇒ 圧力分布（CP）変化 ⇒ 抵抗係数（CD）変 45°後退角の計算結果と線形理論の比較化前縁後退角が等しい時（45°）のCD-M∞曲線亜音速後縁 1.41 計算結果後退角による変化 2.00 離脱衝撃波線形理論付着衝撃波 M∞=MLE M∞=Mmax M∞=Mtr M∞>Mtr 抵抗係数CDのピーク波形が線形理論と比べ緩やか M∞ 前縁後縁前縁後縁  LE=TE=45 ° 超音速後縁抵抗係数CDが最大となる一様流マッハ数が違う線形理論では前縁後退角に垂直なマッハ数（MLE)が1を超えるとき最大 ⇒ 離脱衝撃波から付着衝撃波への遷移の影響離脱・付着衝撃波判別式＆図 M∞  LE=45°,TE=11.3 ° 衝撃波（ M∞=1.20 ） Cp分布（ M∞=1.20 ） Cpコンター図（y=0.90，M∞=1.20）まとめ・今後の展望超音速流での翼平面形の前縁や後縁の後退角の、抵抗係数への影響について、３次元N-Sシミュレーションを用いて調べた。その結果以下の事が分かり、その物理的要因の考察も行った。ただし、翼型は前後対称断面形状の複円弧翼型である。前縁の後退角について：抵抗係数CDに反映される前縁付近での衝撃波の生成のされ方は、マッハ数や翼型前縁形状の関数で、連続的に変化。 ⇒ CD -M∞グラフのM∞= MLE付近のグラフ曲線の挙動は、線形理論では予測できない。精密に解析するならN-S計算など付着/離脱衝撃波理論の考慮が必要。後縁の後退角について：超音速後縁か亜音速後縁かにより翼面上の衝撃波生成が変化し、翼にかかる力が大きく変化 ⇒ 抵抗係数CDが最大となる一様流マッハ数M∞は前縁の後退角LEよりも後縁の後退角TEの影響を受ける。 ⇒ 後縁の後退角の与える影響も大きいことを明らかにした。【地域社会や産業界での応用分野・活用方法等】日本経済新聞によれば、2013年6月に米ボーイング社は今後20年間で世界の民間航空機の需要は2倍に拡大するという市場予測を発表した。20年の累計で、3万5千機、金額では約461兆円であるという。これは、航空輸送の好調な需要拡大によるもので、年間成長率は、世界全体で旅客貨物ともに約5％とされている。そのうち、（高い性能の機体が実現されれば）超音速機が活躍できる割合は大きい。その市場獲得を目標に、これまでの超音速機の欠点を克服する革新的なアイデアを探るべく、超音速機開発につながる基礎研究を重ねていくつもりである。東京と主要都市との飛行時間 JAXA 静粛超音速機技術の研究開発公募型研究参照文書より世界の航空需要予測（平成13年度）文部科学省HPより連絡先富山大学リエゾンオフィス・ＴＬＯ TEL：076-445-6392 FAX：076-445-6939 Email：[email protected]