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飛行実験による空力設計コンセプトの検証

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(1)

飛行実験による空力設計コンセプトの検証

東潤, 吉田 憲司, 徳川 直子(宇宙航空研究開発機構), 石川 敬掲(三向ソフトウェア開発)

Validation of Aerodynamic Design Concepts of Supersonic Experimental Airplane (NEXST-1) by Flight Test Dong-Youn Kwak, Kenji Yoshida, Naoko Tokugawa (JAXA), Hiroaki Ishikawa (Sanko Soft Co. Ltd.)

Key Words : Aerodynamic Design, Supersonic Transport, Flight test Abstract

Flight test of a supersonic experimental airplane was performed by Japan Aerospace Exploration Agency to improve advanced aerodynamic design technologies for the next generation SST. The experimental airplane was designed to reduce the drag on a supersonic cruise condition. Surface pressure distributions, boundary layer transition locations and aerodynamic forces in the flight test were obtained to demonstrate the aerodynamic design methods and tools. The flight test results evaluated by comparing with the prediction results obtained by CFD based optimum design tools. The flight test results relatively corresponded to the CFD results. Aerodynamic design concepts for drag reduction were demonstrated qualitatively and quantitatively by the NEXST-1 flight test.

1.はじめに

宇宙航空研究開発機構(旧航空宇宙技術研究所) は 次 世 代 超 音 速 旅 客 機 の 研 究 開 発 と し てNEXST ( National Experimental Supersonic Transport ) プロジ ェクトを進めてきた1)。このプロジェクトでは超音速 巡航時の抵抗低減を目標に、小型超音速ロケット実

験機(NEXST-1)を設計した(1)。空力設計には①ク

ランクトアロー翼平面形 ②ワープ主翼 ③エリアル ール胴体、そして④自然層流翼の4つの抵抗低減コン セプトを適用し、CFDによる逆問題設計手法を用い 2)。さらに、これらの空力設計コンセプトや設計手 法は飛行実験によりその妥当性を実証した。飛行実 験では、風洞試験では取得が困難である高いレイノ ルズ数で、さらに、気流乱れの小さい空力データが 取得できる。

飛行実験は200510月に行われ、①表面静圧分布

②空気力、③境界層遷移の3種類の空力データを取得 した。これらのデータは詳細な解析が行われた。ま た、比較評価に用いたCFD解析結果も飛行実験条件 と一致させるため、高精度の解析や確認作業を行っ た。これらの結果を評価し、NEXST-1空力設計の妥 当性を検証した3)。本稿は、詳細なデータ解析により 得られた結果から空力設計コンセプトや設計ツール の検証の観点からまとめた最終結果について報告す る。

2.飛行実験

NEXST-1の空力設計では超音速巡航時を想定し、

ターンを示す4)。飛行実験では空力設計検証のため の空力データを取得する空力計測フェーズを設け た。表1には空力計測フェーズの各ステップでのデ ータ評価点とその時の飛行データを示す。空力計測 フェーズでは、①MHを固定してαを変化させる

α-sweepフェーズと、②Mαを固定してH変化よ

りレイノルズ数Reを変化させるRe-sweepフェーズ がある。α-sweep4step_4)のステップが設計 点である。これにより、MRe固定でαが異なるデ

1. NEXST-1の概略図

-sweep phase

Re-sweep phase 空力計測フェーズ 

遷音速・回収フェーズ

-2.0 -1.0 0.0 1.0 2.0 3.0 4.0 5.0 α[deg]

Re-sweep

-sweep

1.85 1.90 1.95 2.00 2.05 2.10 2.15 2.20 M

11000 13000 15000 17000 19000H [m]

0 10 20 30 40

100105110115120125130135140145150155160165 T170LO [sec]175

Re Number [million]

M

Altitude

ReMAC

(2)

ータが、また、同一のMαで異なるReでの空力デ ータが取得できる。

3.空力設計実証

飛行実験による空力設計コンセプトや設計手法 の実証は、飛行実験データ単独で実証できる項目と、

CFDと比較することにより、その有効性が実証でき る項目に分けられる。自然層流翼設計コンセプトの 妥当性は主翼上面の境界層の状態を計測すること で検証できる。すなわち、設計点と非設計点での境 界層遷移位置を比較することで評価することがで きる。また、主翼上面のCP分布が自然層流翼特有の 分布を有することも必要条件となる。一方、主翼平 面形やエリアルール胴体、ワープ主翼の有効性は飛 行実験データ単独での評価が難しい。これは、設計

形状(NEXST-1)と非設計形状での飛行実験データが

得られてないためである。しかし、CFD解析結果と 比較することで実証できると判断される。CFDは機 体の設計に用いているため、それぞれの設計コンセ プトが効果的にNEXST-1形状に盛り込まれている こ と はCFD解 析 で 確

認 し て い る こ とを 意 味する。

3には空力設計に お い て 自 然 層 流翼 コ ンセプトを除く3つの 設 計 コ ン セ プ トを 取 り 入 れ た 場 合 のCFD 解析により求めたCL - CD特性を示す。各設計 コ ン セ プ ト が 有効 に 反映され、初期形状に 比べ3つのコンセプト を 取 り 入 れ た 形状 で は 設 計 点CL=0.1に お い て 大 幅 な 抵 抗低 減 が 得 ら れ て い るこ と が分かる。図33つの 設 計 効 果 を 取 り入 れ た 形 状 の 結 果 に自 然

層流翼効果を反映させたものと飛行実験結果が比 較対象である。また、自然層流翼設計により非自然 層流翼に比べ圧力抵抗がほとんど変化してないこ とは確認している。したがって、飛行実験結果と CFD解析結果を比較することにより空力設計手法 の妥当性を評価した。

飛行実験結果とCFD解析結果を比較・評価するた めには両者の条件(姿勢や形状など)を一致させるこ とが必要である。しかし、飛行実験では、①ADS ローブやTATセンサーなどの複雑形状であること、

②空気力により機体が変形すること、③舵面操舵が あること、そして④境界層遷移位置が変化している ことが特徴である。そのため、CFD解析の高精度化、

風洞試験結果、また飛行実験結果を補正することで、

両者の計測条件を一致させた。データ解析の詳細に ついては文献5)-9)に詳しい。

-0.05 0.00 0.05 0.10 0.15 0.20

0.010 0.015 0.020 0.025

CD

CL

CFD結果[フラット・オージー翼+ストレート胴体]

CFD結果[ワープ・アロー翼+ストレート胴体]

CFD結果[ワープ・アロー翼+エリア・ルール胴体]

3. CFDによる抵抗低減設計効果(M=2, H=18km)

4. 設計点における表面静圧分布特性(α=1.53deg, M=2, Re=14.9×106)

5. 非設計点における表面静圧分布特性(η=0.3, M=2) 1. 空力計測フェーズデータ評価点の飛行条件

(3)

75 小型超音速実験機 ( ロケット実験機 ) 飛行実験データ解析完了報告

-0.05 0.00 0.05 0.10 0.15 0.20

-2 -1 0 1 2 3 4

α[deg]

CL CFD 飛行実験

-0.2 -0.1 0.0 0.1 0.2 0.3

0.0 1.0

x/c Cp

CFD FLT η=0.3

-0.2 -0.1 0.0 0.1 0.2 0.3

0.0 1.0

x/c Cp η=0.7

(a) CL -sweepフェーズ) (b) 静圧Cp分布=-0.14deg, Re=13.4×106) α -sweep2step

3.1 表面静圧分布特性

NEXST-1の主翼形状の設計には自然層流翼設計

に基づき主翼上面の目標静圧分布CPを与え、主翼下 面形状と主翼ワープはスパン方向の目標荷重分布 を満たすような形状に設計している。そのため、飛 行実験の主翼上下面のCP分布から自然層流翼設計 とワープ設計の妥当性が確認できる。図4には設計 点におけるCP分布を示す。飛行実験とCFD結果では 良好な一致が得られており、自然層流翼のCP分布が 得られていることを示す10)。また、それぞれのスパ ン位置ηにおいて上下面のCP分布が一致しており スパン方向に設計した荷重分布が得られているこ とが分かる。図5には非設計点でのCP分布を示す。

飛行実験とCFDデータは比較的良好な一致が見ら れる。設計点(4)に比べ、CP分布が自然層流翼の 分布ではないことが確認できる。

3.2 境界層遷移特性

境界層遷移を計測は4種類の異なるセンサーを用 いて計測した。それぞれのセンサーが境界層遷移を 捉えた場合の出力の整合性はNEXST-1に実装した センサーと同一センサー、システムを用いた風洞試 験から確認している。図6には主翼上面の境界層遷 移分布図を示す。同一のReでは非設計点(6-(a);α

=-0.14deg)に比べ設計点(6-(b))では境界層遷移が 後退している。また、ほぼ同一のα(CL)においてRe が大きいRe-sweepの場合(6-(c))に比べ設計点であ α_4で遷移位置が後退

している。このことから自 然層流翼設計コンセプト の妥当性を検証した11),12) また、飛行実験による境界 層遷移位置を算出し、自然 層流翼による抵抗低減効 果を定量的に評価した。高 Reにおける境界層遷移デ

ータであり、飛行実験結果を境界層遷移予測技術に フィードバックすることにより遷移予測技術の精 度向上に繋がる。

3.3 空気力特性

一般的にCL - CD特性を式1で近似した場合、CL - CD曲線の形状を示すKは平面形に

CD = K(CL - CL0)2+CDmin 1 依存し、CL0は主翼ワープに依存する。また、CDmin

はエリアルールによって変化する。図7には飛行実 験とCFD解析により得られたCL - CD特性を示す。

CFD結果には空力弾性変形の影響や主翼上面遷移 位置を考慮した解析結果に、付加物の影響と乱流モ デルの影響を反映した。付加物の効果は風洞試験と CFD解析からCD =0.0007と判断し、また、乱流モデ ル の 影 響 はTAS(Tohoku university Aerodynamic 6. 飛行実験による境界層遷移計測分布図(M=2)

7. CL-CD特性(α-sweepフェーズ)

(4)

Simulation)コ ー ド に よ る 全 面 乱 流 解 析 結 果 か ら SA(Spalart Allmaras)モデルに比べSST(Shear Stress Transport)モデルがCD =0.0004小さいことから、SA モデルの解析結果に一律CD =0.0004を引いた結果で ある13)。両者は比較的よく一致している。このこと から4つの抵抗低減設計コンセプトを取り込んだ設 計手法の妥当性が検証できたと考える。

3.4 課題

以上のことから抵抗低減設計コンセプトや空力 設計手法の妥当性を検証した。データ解析の高精度 化により飛行実験とCFD解析精度は向上した。しか しながら、一部のデータでは依然、飛行実験とCFD 結果に有意な差が見られる。図8CLCP分布を 示す。CL (8(a)) では揚力傾斜は両者でよく一 致しているが、0.24degに相当するオフセットが見 られる。また、CP分布(8(b))からも主翼下面に不 一致が見られる。現段階では差異の原因は不明であ り、今後も検討を続けることが必要と考える。

4. 大型SST設計

NEXST-1空力設計技術の実機適用効果を明確に把

握するため、第一世代SSTの代表実機であるコンコ ルドの空力性能と比較を行った。コンコルド形状の 座標データは非公開であるため、技術文献などから コンコルド形状を再現させた。しかし、ここでは JAXA独自で再現させた仮想コンコルド形状である ことを明記する。この機体は無推進系としてCFD 析を行っている13)。仮想コンコルド形状(実機サイズ) L/Dと比べて、NEXST-1設計技術を適用した想定実 機では設計点において約13%L/D改善効果がある ことが明らかとなった。これより、NEXST-1空力設 計技術の実機適用の有効性が確認できたと考えてい る。

5. まとめ

NEXST-1の空力設計手法や抵抗低減設計コンセプ

トの妥当性を実証するため、飛行実験データの詳細 なデータ解析を行い、飛行実験データやCFD解析結 果の高精度化を行った。飛行実験結果と空力設計に 用いたCFD解析結果は良好な一致が見られており、

空力設計手法の妥当性を検証することができた。ま た、自然層流翼設計コンセプトの妥当性を確認し、

効果の定量的な評価を行った。

参考文献

1)Ohnuki, T.et. al, “National Experimental Supersonic Transport Project,” ICAS 2006-1.4.1, on CD-ROM 2006. 2) 吉田憲司,”小型超音速実験機(ロケット 実験機)の空力設計,” 日本流体力学学会誌ながれ

18, pp287-290, 1998. 3) 郭東潤ら,”小型超音速実

験機 (NEXST-1) 飛行実験による空力設計の検証”,

宇宙航空研究開発機構報告JAXA-RR-06-041, 2007.

4) Fujiwara, T.et. al, “Flight Plan and Flight Test Results of Experimental SST Vehicle NEXST-1,”

ICAS 2006-6.2.1, on CD-ROM 2006. 5)吉田憲司ら,”

小型超音速実験機 -空力及び計測系統設計,” 第 37 回日本航空宇宙学会年会講演会講演集,pp.42-45, 2006. 6) 郭東潤ら, “小型超音速ロケット実験機飛 行実験データ解析 - 空気力, 表面静圧分布 -,” 第 39期日本航空宇宙学会年会講演会. 2A10, 2008. 7) 徳川直子ら, “小型超音速ロケット実験機の遷移計 測,” 第39 期日本航空宇宙学会年会講演会. 2A11, 2008. 8) 川上浩樹ら, “小型超音速実験機NEXST-1 の全機静的空力弾性変形解析,” 第 39 期日本航空 宇宙学会年会講演会. 2A12, 2008. 9) Ishikawa, H, et.

Al, ”CFD Analysis on Flight Test Results of Supersonic Experimental Airplane NEXST-1”, Jour. of Aircraft, submitted. 10) Kwak, D. Y.et. al, “Flight Test Measurements of Surface Pressure on Unmanned Scaled Supersonic Experimental Airplane,” AIAA Paper 2006-3483, 2006. 11) Tokugawa, N, et. al,

“Transition Measurement System of Experimental Supersonic Transport “NEXST-1”, ICAS 2006-3.3.2, on CD-ROM, 2006. 12) Tokugawa, N, et. al,

“Transition Measurement of Natural Laminar Flow Wing on Supersonic Experimental Airplane (NEXST-1)”, Jour. of Aircraft, submitted. 13) 石川敬 掲ら, “小型超音速ロケット実験機の CFD 解析,”

第39期日本航空宇宙学会年会講演会. 2A13, 2008.

(5)

P.2

㣕⾜ᐇ㦂⤖ᯝሗ࿌ෆᐜ㣕⾜ᐇ㦂⤖ᯝሗ࿌ෆᐜ

3. (3)

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P.1

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2008 2008

7 7

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(6)

P.4 NEXST- NEXST -1 1 �������� ��������

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L

=0.1

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Arrow wing, Warp wing ➔ ��������

Area rule �� ➔ ������

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����

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(NEXST-1) P.3

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3. (3)

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(7)

P.6 ��������� ���������

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�� Re,  ������������������

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→���� (Natural Laminar Flow:NLF) �����������

5

������������

������������ (NEXST- (NEXST -1) 1)

11.5 m

•Scale : 11% of a real scale SST

•Weight : 1900kgf

4.72 m

1. Arrow planform

AR=2.2(S

w

=10.12 m

2

)

Subsonic L.E. 4. NFL wing

3. Linear Area-Rule fuselage

2. Carlson’s Warp

(8)

P.8

��センサー����センサー��

●表面静圧孔(322)

■プレストン管(10)

×ホットフィルムセンサー(20)

※非定常圧力センサー(20)

+同軸熱電対(46)

・ 表面静圧��

(332

)

表面静圧孔

( 圧力ス���ー :Scanivalve Corp.)

�対圧センサー(TKK)  

�����

(96点)

ホットフィルムセンサー

(Dantec), ���ル�ン�ィ���ー(��) 

非定常圧力センサー

(Kulite), 

���ル�ン�ィ���ー

(

��

同軸熱電対

(Okazaki)

プレストン管

(Okazaki)

��力

Inertial Measurement Unit (Honeywell)

・ �����ー�

ADS:Air Data System (TKK)

5

孔�トープ�ー�

����ット

P.7 ������ ������

1.   ������

・�������

Cp

��

2. �������

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����

3. ���

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���������������

���

・NLF翼�Cp��

・翼��������(Warp翼)

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�����

NLF

翼������

・��������

�������������

・����������

(9)

P.10 ���� ���� @ @ Woomera Woomera ��� ��� 2005.10.10 2005.10.10

Launch separation

Parachute deploy

Measurement phaseM=2.0

P.9 ���� ����

�������

・� Re, ���������������������

����������� , �������������

��������

α-sweep ���� :

�������� (M, Re �� )

Re-sweep ����

��� Re ������ (M, � )

9

α-sweep @ M=2, low Re

Re-sweep @ M=2, high Re

-2 0 2 4 6 8

85 90 95 100 105 110 115 120 125 130 135 140 145 150 155 160 165

time [sec]

α [deg]

10 12 14 16 18 20

Altitude [km]

α [deg]

Altitude [km]

a design point(4th step)

α-sweep phase Re-sweep phase

��������

��������

���・������

(10)

P.12 ��������������������� ���������������������

1 ��������

・ ������ ( �� )

・ ���� 0deg

・ �������������

・ ����������� ( ���� )

・ ���������� ( ��� , ���� )

�����������

2. CFD ��

・ �������������

・ ��� (ADS, TAT �� ) ����

・ ��������� ( �������� )

・ ���������������

・ ����������

CAMERA ADS

TAT

�����CFD��

Camera������

-0.2 -0.1 0.0 0.1 0.2

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 X/c Cp

��������

ADS����

��X�-���

Laminar flow

Turbulent flow Design point(α= 1.59 deg)

�������

��������

��CFD��

P.11 ������������� �������������

(a)α

(b) M数

(c)高度

(d) Re数

-2.0 -1.0 0.0 1.0 2.0 3.0 4.0 5.0

100 105 110 115 120 125 130 135 140 145 150 155 160 165 170 t(sec)175 α(�e�.)

α -s�ee�

Re -s�ee�

1.85 1.90 1.95 2.00 2.05 2.10 2.15 2.20

100 105 110 115 120 125 130 135 140 145 150 155 160 165 170 t(sec)175

���M

11000 13000 15000 17000 19000

100 105 110 115 120 125 130 135 140 145 150 155 160 165 170 t(sec)175

�(m)

0 5 10 15 20 25 30 35 40

100 105 110 115 120 125 130 135 140 145 150 155 160 165 170 t(sec)175 Re��ume���mi��i�n Re,unit(1/m) Re,MAC

(11)

P.14 Cp Cp

分布�����の時�����分布

(

���面

,

η

=0.5, x/c=0.1)

高度

16 17 18 19 20

105 110 115 120 125 130 135

time [sec]

[km]

-2 0 2 4

α [deg]

高度 α [deg]

-0.2

-0.1

0.0

Cp

η=0.5, x/C=0.1, Upper 平均区間 3

4 5 6 7 8

105 110 115 120 125 130 135

time [sec]

Psurface [kPa]

η=0.5, x/C=0.1, Upper

Cp分布の静定時の 10点の値を平均 (a)高度、迎角

(b)表面静圧

P.13

㣕⾜ᐇ㦂䝕䞊䝍ホ౯Ⅼ㣕⾜ᐇ㦂䝕䞊䝍ホ౯Ⅼ

ᡴୖ䛛䜙䛾᫬้ ືᅽ 㧗ᗘ

(12)

P.16 Cp Cp �� �� : : ���� ���� ( ( α α , Re) , Re)

16

-0.3 -0.2 -0.1 0 0.1

0.2

0 20 40x/c [%]60 80 100

Cp

CFD FLT_Upper FLT_Lower

-0.3 -0.2 -0.1 0 0.1

0.2

0 20 40 60 80 100

x/c [%]

Cp

CFD FLT_Upper FLT_Lower -0.3

-0.2 -0.1 0 0.1

0.2

0 20 40 60 80 100

x/c [%]

Cp

FLT_Upper FLT_Lower CFD

-0.3 -0.2 -0.1 0 0.1

0.2

0 20 40 60 80 100

x/c [%]

Cp

CFD FLT_Upper FLT_Lower

-0.3 -0.2 -0.1 0 0.1

0.2

0 20 40 60 80 100

x/c [%]

Cp

FLT_Upper FLT_Lower CFD

-0.3 -0.2 -0.1 0 0.1

0.2

0 20 40 60 80 100

x/c [%]

Cp

CFD FLT_Upper FLT_Lower

α α-sweep2-sweep2

((αα=-=-0.09deg , Re=12.3*100.09deg , Re=12.3*1066))

α α--sweep6sweep6

((αα=3.45deg, Re=14.9*10=3.45deg, Re=14.9*1066)) ReRe--sweepsweep

((αα=1.68deg, Re=36.8 *10=1.68deg, Re=36.8 *1066))

-2.0 -1.0 0.0 1.0 2.0 3.0 4.0 5.0

100 105 110 115 120 125 130 135 140 145 150 155 160 165 170 t(sec)175 α(�e�.)

η=0.3 η=0.3 η=0.3

η=0.7 η=0.7

η=0.7

P.15 Cp Cp �� �� : : ��� ���

( ( α α -sweep4 - sweep4 ���α ��� α =1.53deg, Re=14.9x10 =1.53deg, Re=14.9x10

66

) )

15 -0.2

-0.1 0.0 0.1 0.2

0.3

0.0 1.0

x/c Cp

-0.2 -0.1 0.0 0.1 0.2

0.3

0.0 1.0

x/c Cp

-0.2 -0.1 0.0 0.1 0.2

0.3

0.0 1.0

x/c Cp

CFD FLT

η =0.3

η =0.5

η =0.7

������ CFD ������

����� Cp ��� NLF ��� Cp ��

(13)

P.18

ቃ⏺ᒙ㑄⛣䠖㣕⾜ᐇ㦂᫬⣔ิ䝕䞊䝍ቃ⏺ᒙ㑄⛣䠖㣕⾜ᐇ㦂᫬⣔ิ䝕䞊䝍

(Hot Film) (Hot Film)

3.50 3.52 3.54 3.56 3.58 3.60 3.62 3.64 3.66

105 110 115 120 125 130 T 135

LO

[sec]

E

MEAN

[ V ]

-0.1 0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7

e'

RMS

[ V ], C

L

E_MEAN e'_RMS C_L

-2 2

109.88 TLO [sec] 109.9

e' [V]

-2 2

117.38 TLO [sec] 117.4

e' [V]

-2 2

121.58 TLO [sec] 121.6

e' [V]

-2 2

126.1 TLO [sec] 126.12

e' [V]

transitional state

turbulent

laminar P.17 �������� ��������

-0.05 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25

0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0

η

�� �C� ���� � ���C��)

α=-1.52, FLT α=-0.09, FLT α=0.77, FLT α=1.59, FLT α=2.54, FLT α=3.45, FLT α=-1.52, CFD α=-0.09, CFD α=0.77, CFD α=1.59, CFD α=2.54, CFD α=3.45, CFD

�����������������

����������������� CFD CFD ��� ���

���������������������

���������������������

(14)

P.20 ���������α ��������� α -sweep - sweep

-2500 -1500 -500 500 1500 2500

2000 4000 6000 8000 10000

FSTA

BP

α -sweep_6 α =3.44deg Re=15.8 × 10

6

-2500 -1500 -500 500 1500 2500

2000 4000 6000 8000 10000

FSTA

BP

-2500 -1500 -500 500 1500 2500

2000 4000 6000 8000 10000

FSTA

BP

TC(乱流) Pr(乱流) HF(乱流) DP(乱流) TC(層流+遷移) Pr(層流+遷移) HF(層流+遷移) DP(層流+遷移)

α -sweep_2 α =-0.14deg Re=13.4 × 10

6

α -sweep_4 α =1.53deg Re=14.9 × 10

6

���������������

( ��� M, Re)

�������������

���������

P.19 ���������������� ���������������� (Preston Tube) (Preston Tube)

000 6000

-0.2 -0.1 0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6

105 110 115 120 125 130 135

TLO [sec]

Cp

-4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4

α [deg]

η=0.2, x/C=0.5 η=0.35, x/C=0.5 η=0.75, x/C=0.24 α [deg]

laminar turbulent

���������������������

���������������������

(15)

P.22 �������������� ��������������

Laminar flow

Turbulent flow

�������

����������

����������Δ Δ CD=5.3counts CD=5.3counts ����� �����

P.21 ��������� ��������� Re- Re -sweep sweep

-2500 -1500 -500 500 1500 2500

2000 4000 6000 8000 10000

FSTA

BP

-2500 -1500 -500 500 1500 2500

2000 4000 6000 8000 10000

FSTA

BP

Re-sweep α =1.58deg Re=35.1 × 10

6

α -sweep_4

α =1.53deg Re=14.9 × 10

6

Re

�����

Re

�������

(

���

M, α )

Re

����������

➔ ����������������������

(16)

P.24 ������ ������ CL- CL - α α

24

������

CFD

CL

�����

����������α

=0.24deg

P.23 ���������������� ���������������� ( ( α α -sweep) - sweep)

����

��������������

������������

�������������

������� ( δ f=0deg)

������� ( β =0deg)

�������� ( ����� )

(17)

P.26 �������������� ��������������

1. ��������Re���������

�����������������

��������������

2.   ������������

����������� → ��������������

����������

3. ��������������

���������������

(Cp �� ����� )         → ��������������

P.25 ������ ������ CL- CL -CD CD

������CFD��

・������SA���

・ ������UPACS

・ ������

・�������

���������CD=0.0007

������� SA������

SST����CD= -0.0004

CL-CD

������

��

CFD

�����

���������

��

������������

�����

(CFD����)

・�����

・����

・��������

(18)

P.28

䜎䛸䜑䜎䛸䜑

NEXST-1

䛻䜘䜛㣕⾜ᐇ㦂䛻䜘䜚

1.

㧗䝺䜲䝜䝹䝈ᩘ

,

Ẽὶ஘䜜䛾ᑠ䛥䛔㉸㡢㏿䛾✵ຊ䝕䞊䝍䜢ྲྀᚓ䛧䛯䚹

2.

✵ຊタィ䝁䞁䝉䝥䝖

/

ప᢬ᢠタィᡭἲ䛾ጇᙜᛶ䜢᳨ド䛧䛯䚹

3.

᳨ド䛥䜜䛯タィᢏ⾡䜢⏝䛔䛶ᐇᶵ

SST

䛾✵ຊタィ䛻㐺⏝䛧䚸

᢬ᢠపῶຠᯝ䜢☜ㄆ䛧䛯䚹

௒ᚋ䛾ணᐃ

㣕⾜ᐇ㦂䛻䜘䜚ྲྀᚓ䛥䜜䛯䝕䞊䝍䜢⏝䛔䛶䚸

CFD

䜔ቃ⏺ᒙ㑄⛣ண ᢏ⾡

䛾㧗⢭ᗘ໬䜢⾜䛖

27

�������計

�������計

Polar carve

-0.10 0.00 0.10 0.20

0.0060 0.0080 0.0100 0.0120 0.0140 0.0160 0.0180 0.0200 0.0220 0.0240 CD

CL

NEXST-1 type large SST Concorde type SST

NEXST-1 type large SST:with Transition

10.2cts

1�.6cts

L/D � 1�� increase 4.2cts

NEXST-1 type large SST fully turb. 8.5 laminar and turb. 8.8

turblent L/D@CL=0.1 Concorde type SST fully turb. 7.8

SST-A:����

SST-B:���������

SST-A SST-B

design cocept NEXST-1's

design concept Previous design cocept like Concorde

Planform Arrow wing Ogee wing

Warp Carlson's optimum Conical Camber wing section Natural Laminar

Flow Wing NACA64A sereis fuselage Area-ruled body straight body

passenger 300 100

Length(m) 91.4 62

13%の 13%

L/D L/D

����

���������������

��計������������

�����������

L/D13%

��

(19)

P.29 �� ��

・NEXST‐1�������������������������������

���������JAXA, APG/ ISTA�����������������

������

・���������������������������������

���������������������������

���������

���������

���������

������・��・���������

����

����

����������

図 7. C L -C D 特性 ( α -sweep フェーズ )

参照

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