飛行実験における遷移解析

飛行実験における遷移解析

○徳川 直子，  郭  東潤，  吉田 憲司(宇宙航空研究開発機構) 上田 良稲(東京ビジネスサービス株式会社)

石川 敬掲(三向ソフトウエア株式会社)

Transition Analysis for the Flight Test of Supersonic Experimental Airplane (NEXST-1) Naoko Tokugawa, Dong-Youn Kwak and Kenji Yoshida (JAXA)

Yoshine Ueda (Tokyo Business Service Co., Ltd.) Hiroaki Ishikawa (Sanko Soft Co. Ltd)

Key Words : Natural Laminar Flow, Boundary Layers, Transition Measurement, Transition Prediction, Flight Testing

Abstract

Transition location of an unmanned and scaled supersonic experimental airplane (NEXST-1) is measured by the flight test.

The wing of NEXST-1 is designed with our original CFD-based inverse design method to apply the natural laminar flow concept. It is the first challenge to apply the natural laminar flow wing concept to a supersonic vehicle. The concept is tried to validate by measuring the surface pressure and the transition location. In this paper, the flight data analysis to detect transition location by four kinds of sensors and the results are summarized. Also the development of numerical transition prediction and its results are summarized. The transition location at the design condition, which is detected experimentally, delays in contrast with that at the off-design point. Therefore the natural laminar flow effect is confirmed.

１．はじめに

次世代SSTの開発を睨み，宇宙航空研究開発機構で は，最適空力設計技術を飛行実証によって確立する ことを目的として，小型超音速実験機(NEXST-1)を設 計・開発した[1,2]．その主眼は超音速飛行の抗力低 減技術であり，胴体にはエリアルール，主翼にはア ロー型平面形，ワープ翼および自然層流翼の概念を 適用した．中でも最も斬新な設計は摩擦抵抗を低減 するために適用した自然層流翼の概念である．䈖䈱⥄

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ᛛⴚ䉕ᬌ⸽䈜䉎䈮䈲㘧ⴕታ㛎䉕ታᣉ䈜䉎ᔅⷐ䈏䈅䈦䈢䋮 䈠䈖䈪䋬2005年10月10日に飛行試験を実施し，主翼お よび前胴の境界層遷移を計測することによって，自 然層流翼の設計概念を実証することを試みた．

著者らは，飛行実験直後から，境界層の遷移位置 を検出することを目的とし，データ解析を実施して きたが，このクイック的な飛行実験データ解析では，

境界層が層流なのか乱流なのか判別が困難な場合や，

4種類の遷移計測用センサーから判断される境界層 の状態が矛盾する場合などの課題があった[5-9]．ま た，遷移位置を数値に予測する技術についても，プ ロジェクト開始から様々な改良と検証を重ねて培っ

てきたが，予測と飛行実験結果が必ずしも一致しな かった[10]．そこで，自然層流翼概念の実証に対する 確度を増すことを目的に，データ解析および数値遷 移予測解析の方法を検討し，幾つかの改善を行って きた[11]．本稿では，飛行実験データ解析および数値 遷移予測手法の改善とその主要な結果を総括する．

２．NEXST-1および飛行実験の概要

NEXST-1およびその飛行実験の詳細は文献1,2など を参照頂き，ここでは概要のみを述べる．NEXST-1 は全長11.5m，全幅4.7mの小型機である．空力設計の 実証を行うため無推力のクリーン形状をとり，地上 から固体ロケットによって打ち上げられた．高度約 19kmでロケットから分離した後，マッハ数M§2で滑 空しながら，α-sweep試験フェーズおよびRe-sweep 試験フェーズと呼ばれる２つの試験フェーズを経て，

パラシュートとエアバッグを用いて着地した．α

-sweep試験フェーズでは，揚力係数CLが指定した6種

類の値をとるように迎角αを制御する試験フェーズ で，設計点であるCL=0.10となるのは，４番目の迎角 ステップ(α_4；n番目の迎角ステップをα_nと表記) である．一方，Re-sweep試験フェーズは，揚力係数 が設計点における値(CL =0.10)をとりながら降下する ため，レイノルズ数が変化する試験フェーズ(フェー ズ開始後ns目をRe_nと表記)である．その変化は平均 翼弦長に基づくレイノルズ数ReCで34.3×10⁶から35.2

×10⁶とあまり大きくないが，CLが等しいα_4におけ

るReC=14.9×10⁶に比べれば約3倍の差があるため，

Re-sweep試験フェーズとα_4における諸量を比較す ればレイノルズ数の増加による効果がわかる．

３．遷移計測システム

主翼および前胴の境界層遷移位置は，ホットフィ

ルム(HF；20点)，非定常圧力トランスデューサー(DP

；20点)，プレストン管(Pr；10点)および熱電対(TC；

46点)を用いて計測された[2,5-9,11,12] (図1)．これら のセンサーは主として左舷側に配置された．右舷側 は，機首先端付近にエアーデータシステムのピトー 管があり，下流の境界層が乱流に汚染される可能性 があったためである．しかし実際に計測された右舷 側の境界層の状態は，左翼側とよく一致しており，

付着線汚染は無かったと考えられる．

３−１  ホットフィルム

HFは，時間平均(DC)出力E(100Hzએਅ䋻局所時間平

均はEmeanと表記)が壁面剪断応力に応じて変化するだ けでなく，時間変動(AC)出力e’( 10Hzએ਄10kHzએਅ 䋻実効値はe’rmsと表記)の高周波に対する応答性が優 れているためにㆫ⒖䉕ᬌ಴䈜䉎ᗵᐲ䈏ᦨ䉅㜞䈇䈫ᦼᓙ される．センサーは，DANTEC製55R45の特注形状で あり，本実験機用に開発された定温度型風速計(共和 電業製；シグナル・コンディショナー#1と呼称)で，

フィルム温度が220℃となるように駆動した．打ち上 げ中の急激な温度変化で切れることが無いよう，最 高高度で実験機とロケットが分離する際にブリッジ 電源が入るように設計した．また定温度型風速計の 過熱を防止するため，ブリッジ電源は投入後５分で 自動的に停止させた．಴ജ䈲䋬ାภಣℂེ䈮䉋䈦䈩 Pulse Code Modulation䈘䉏䈢ᓟ䊂䊷䉺䊧䉮䊷䉻䈮⸥

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３−２  非定常圧力トランスデューサー

DPもHFと同様に高周波応答に対する応答性に優 れている．センサーは，半導体ストレインゲージ型 のKulite製XB44-093・0.7BARの差圧タイプであり，

このセンサーを駆動するアンプ(共和電業製；シグナ ル・コンディショナー#2と呼称)も本機用に開発され た．データ取得方法はHFと同一である．

DP䈱DC䉭䉟䊮䉅䋬HF䈫ห᭽䈮㘧ⴕታ㛎䉕ᮨᡆ䈚䈢 㘑ᵢታ㛎⚿ᨐ䈮ၮ䈨䈐䋬350୚䈎䉌140୚䈮ᄌᦝ䈚䈢䋮 䈭䈍䋬DP䈱AC䉭䉟䊮䈲100୚䈪䈅䉎[8]䋮

３−３  Preston 管

Prは，層流と乱流で境界層速度プロファイルが異 なることから，表面に添って総圧を計測し遷移位置 を検出するવ⛔⊛䈭手法で，最も信頼性が高い．但 し，表面から突出し下流を乱すため，⴫㕙䈮䊐䊤䉾䉲 䊠䊙䉡䊮䊃䈘䉏䉎ઁ䈱䋳⒳㘃䈱䉶䊮䉰䊷䈫⇣䈭䉍ᄙᢙ䉕㈩

⟎䈜䉎䈖䈫䈲䈪䈐䈝䋬翼端や後縁側に配した．䉁䈢๟ᵄ ᢙᔕ╵ᕈ䈏ૐ䈇ᰳὐ䈏䈅䉎䋮CFD解析によって決定さ れた管の内外の短径は，それぞれ0.15mm および

0.4mm で，内長径は1.15mmである． 圧力は圧力ス

キャナー(スキャニバルブ社製ZOC 33)で計測された．

な お ， 背 圧 は ， 東 京 航 空 計 器 の 絶 対 圧 セ ン サ ー (CAT-130-1)で計測された[7]．

３−４  熱電対

TC䉅વ⛔⊛䈭ㆫ⒖⸘᷹ᚻᴺ䈪䈅䉎䋮TCで計測され る表面温度TTCの値は，空力加熱によって局所的に異 なるため，その絶対値から境界層の状態を判断する ことはできない．しかし層流と乱流では熱伝達特性 が異なるために，時間変化の勾配dTTC/dTLOが変化す ると予測される．また，⴫㕙᷷ᐲ䈱䊝䊆䉺䊷䈫䈚䈩䉅ᯏ

⢻䈜䉎䈖䈫䈏ᦼᓙ䈘䉏䈢䋮䉶䊮䉰䊷䈲䋬岡崎製作所製の 同軸のKタイプで，電気的ノイズを軽減するために信 号線には２重シールドを施した．しかし，微弱な起 電力を非常に大きなゲインで増幅しているため電気 的なノイズを完全に除去することはできなかった．

図1  遷移計測センサー．

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×：HF

＊：DP

＋：TC

・：Pr

・：静圧

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ᘒ䈪䈅䉎䈫ᕁ䉒䉏䉎䋮遷移位置を客観的に決定するた め，Emeanの変化を 遷移レベル と称する新たな基 準で整理することを試みた[5,6,9]．この遷移レベル は，層流および乱流と思われるEmeanを近似した一次 関数を基準として決定し，境界層の状態を1(層流) から7(乱流)の数値で表した．

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಴䈚䈢䈫䈖䉐䋶䈫䈭䉍䋬Emeanから決定された遷移レベル 7と一致しなかった．

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このような遷移レベルの不一致は他のセンサーで も観測された．そして，この原因は，多くの場合基 準とした層流もしく乱流の近似が不適切であった ことがわかった．層流もしく乱流の近似直線は，

Emeanもしくはe’rmsが迎角の変化に伴ってステップ関 数的に変化することを利用して決定したが，その決 定方法には任意性がある．従って遷移レベルが物理 的に正しくなるよう変更することは妥当と考える．

そこで，層流および乱流の近似直線を変更した結果，

多くの場合，遷移レベルが整合した．これらの改善 が正しいのかを見極め，より客観的に遷移位置を求 めるために，間欠率γを算出した．間欠率γはある 信号の振幅が閾値を越えた場合を乱流(γ=1)，越えな い場合を層流(γ=0)として算出されるが，その信号と してはe’²，de ’/dTLO，あるいはd²e ’ /dTLO

2(但し全て LPFで高周波変動を遮断)をとる方法がある[14,15]．

これら3つの方法は定性的に一致した．またγ=０と1 をそれぞれ遷移レベル1と7に対応させた場合，間欠 率と遷移レベルは多くのセンサーで定量的にも一致 した．従って，遷移レベルで表される境界層の状態 は妥当であると言えることがわかった．

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3.50 3.54 3.58 3.62 3.66

105 110 115 120 125 130 T135_LO [s]

Emean [V]

-0.1 0.1 0.3 0.5 0.7

e'rms [V], CL E_mean

e'_rms C_L

-2 2

117.38 Tlo [s] 117.4

e' [V]

-2 2

121.58 Tlo [s] 121.6

e' [V]

-2 2

126.1 T_lo [s] 126.12

e' [V]

-2 2

109.88 Tlo [s] 109.9

e' [V]

0.00 0.02 0.04 0.06 0.08

105 125 145 165 T_LO [s]

p'rms [kPa]

-0.1 0.0 0.1 0.2 0.3

CL

p'_rms p'_RMS/ps_local C_L

-0.15 0.15

109.88 Tlo [s] 109.9

p' [kPa]

-0.15 0.15

113.9 Tlo [s] 113.92

p' [kPa]

-0.15 0.15

121.58 Tlo [s] 121.6

p' [kPa]

-0.15 0.15

117.4 T_lo [s] 117.42

p' [kPa]

㆑䈇䈲䈅䉎䉅䈱䈱ਔ⠪䈫䉅㜞๟ᵄᚑಽ䈏ᷫ⴮䈚䈩䈍䉍䋬 ጀᵹ⁁ᘒ䈫್ᢿ䈪䈐䉎䈖䈫䈏䉒䈎䈦䈢䋮ᰴ䈮㱍1䌾㱍 _3䈍䉋䈶㱍_6䈱⍍㑆ᵄᒻ䉕Ყセ䈜䉎䈫䋬㱍_2䈱⍍㑆 ᵄᒻ䈮䈲HF䈮Ყ䈼䈩ᝄ᏷䈏ዊ䈘䈇䈏ਅะ䈐䈱䉴䊌䉟 䉪ାภ䈏䋬㱍_3䈮䈲਄ะ䈐䈱䉴䊌䉟䉪ାภ䈏᷹ⷰ䈘䉏 䈢䋮৻ᣇ䋬㱍_1䈍䉋䈶㱍_6䈮䈲䈬䈤䉌䈱䉴䊌䉟䉪ାภ 䉅᷹ⷰ䈘䉏䈭䈎䈦䈢䋮ᓥ䈦䈩AC಴ജᄌേ䈎䉌ផ᷹䈚 䈢ㅢ䉍䋬㱍_2䈍䉋䈶㱍_3䈪Ⴚ⇇ጀ䈲ㆫ⒖⁁ᘒ䋬㱍_1 䈍䉋䈶㱍_6䈪䈲ੂᵹ⁁ᘒ䈪䈅䉎䈫⸒䈋䉎䋮

迎角やレイノルズ数などの条件によって，境界層 の遷移を捉えることができた．そこで，HFと同様に，

境界層の状態を遷移レベルにより判断したが，推測 される境界層の状態には，一部不整合や未解決な課 題があった[8]．特に，α-sweep試験フェーズ後は，

p’rmsの振幅が大きく増大したが，この変化をどう解 釈 す る の か が 課 題 で あ っ た ． 図3に 示 す 通 り ， TLO§132s以降，p’rmsは大きく増大しており，これに 基づく遷移レベルは6であるが，前後に位置するHF の遷移レベル7と一致しなかった．

セ ン サ ー 毎 の 出 力 を よ く 比 較 し た と こ ろ ， α

-sweep試験フェーズ後のp’rmsの挙動は，すべてのセ

ンサーで静圧の変動に定性的に類似していること がわかった．そこで，p’rmsを静圧psで無次元化する ことを試みた．主翼については右翼側の対称の位置 で実測された局所的な表面静圧pslocalで無次元化した．

一方，前胴では，遷移計測用センサーと対称の位置 に静圧孔がないため，一様流静圧psで無次元化した．

その結果，無次元化したp’rms /pslocalあるいはp’rms /ps は，α-sweep試験フェーズ後，ほとんど変化がなく なった．そして，これに基づく遷移レベルは7と判 断され，前後のHF出力から算出された遷移レベルと の整合性が改善された．また，層流および乱流の近 似を見直した結果，TLO§118sで観測された，不自然 な遷移レベルの飛びが解消された．他のセンサーに ついても，同様の改善を施した．

ところで，境界層の遷移位置は，気流中に含まれ る乱れや供試体の表面粗度の影響を受け変化する ことが知られている[16,17]が，超音速境界層に対す る気流乱れは頂角10°の円錐表面で計測された静 圧変動を動圧で無次元化したCprmsが用いられるこ とが多い[16]．本飛行実験では，形状は異なるが円 錐を用いた場合と同等と見なし，主翼上で計測され た静圧変動p’rmsから，Cprmsを算出した． その結果，

Cprmsは0.006〜0.02%と算出された．これは，AEDC で計測された値に比べて低かった．

４−３  プレストン管

Pr䈪⸘᷹䈘䉏䈢ዪᚲ✚࿶䈲䋬⴫㕙࿶ജ䈫ห᭽䈮ಣℂ 䈚䋬৻᭽ᵹ㕒࿶䈪ήᰴరൻ䈚䈢[7]䋮ᓧ䉌䉏䈢CP䈲䋬HF のEmeanと同様に変化しており，CPが小さい場合は層 流，大きい場合は乱流と推測できる(図4)．

図から明らかなように，X/C=0.50，Y/S=0.20ではCP

が大きく，X/C=0.24，Y/S=0.75ではCPが小さかった．

これは，センサー位置における境界層が，それぞれ 乱流および層流であることを示している．両者は，

迎角αの増加に伴いCPは減少したが，これは主翼上 面の静圧がαの増加に伴い減少することと，境界層

の厚さ増加によりプレストン管圧が減少するためで あると推測される．一方， X/C=0.37，Y/S=0.39では，

㱍_4のCPは他の迎角に比べ急激かつ大幅にCPが低減 した．これは流れが乱流から層流へ変化したためで ある．それに対してTLO=123s付近では急激なCPの増 大が見られ，これは層流から乱流への変化に対応す ると推測される．

これらの推測を確認するために， センサー位置で の境界層が層流，もしくは乱流と仮定したCFD解析 をそれぞれ実施し，得られた境界層分布からCPの値 を推算した．その結果，層流と推測される状態にお けるCPの値は，CFDからの推算値とよく一致した．

一方，乱流と推測されるCPの値はCFDからの推算値 より高い傾向にあった．これは，CFD解析から乱流 状態のCPを推算する場合は全面乱流を仮定している ため，実際よりも境界層が厚いことが原因であるこ とがわかっており，計測されたCPから推測される状 態は正しいと考えられる[7]．

図4  Prで計測された無次元総圧Cp．

図5  TCで 計 測 さ れ た 表 面 温 度TTC

(X/C=0.30,Y/S=0.32)． ４−４  熱電対

  前述の通り，飛行実験で計測された機体の表面温 度TTCには電気的なノイズがのっていた．そこで，温 度勾配dTTC/dTLOの時間変化を明確にするため，① dTTC/dTLOの算出，②１次関数の減算もしくは加算，

③LPF処理を試みた．その結果，①および②の手法で は勾配の変化は明確化されず③のLPF処理が最適で あることがわかった．遮断周波数は，主ノイズ成分 周波数より3.125Hzに決定した．このデータ処理方法 により，境界層の状態が判別可能になった．

56 57 58 59

105 115 125 135

TLO [sec]

TTC [°C]

-0.1 0 0.1 0.2

CL

X/C=0.30, Y/S=0.32 C_L

ੂᵹ

ੂᵹ

ጀᵹ 㪄㪇㪅㪉

㪇㪅㪇 㪇㪅㪉

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㪚㫇

㪄㪇㪅㪈 㪇㪅㪈 㪇㪅㪊

㪚㪣

㪯㪆㪚㪔㪇㪅㪌㪇㪃㩷㪰㪆㪪㪔㪇㪅㪉㪇 㪯㪆㪚㪔㪇㪅㪊㪎㪃㩷㪰㪆㪪㪔㪇㪅㪊㪐 㪯㪆㪚㪔㪇㪅㪉㪋㪃㩷㪰㪆㪪㪔㪇㪅㪎㪌

ੂᵹ⁁ᘒផ▚୯ ੂᵹ⁁ᘒផ▚୯ ੂᵹ⁁ᘒផ▚୯

ጀᵹ⁁ᘒផ▚୯ ጀᵹ⁁ᘒផ▚୯ ጀᵹ⁁ᘒផ▚୯

㪚㪶㪣

図5に，上記LPF処理を施したX/C=0.30，Y/S=0.32 におけるTTCの時間変化を示す．図から，温度変化の 勾配が迎角に依存して変化していることが分かる．

α_4であるTLO=120sec近傍の勾配は負で，α-sweep 直前の温度変化とよく一致していた．α-sweep直前で は機体の迎角が設計点での迎角と概ね一致していた．

一方，α-sweepの設計点以外の部分では温度勾配が正 で変化していた．これらの温度勾配の変化は流れの 層流，乱流に依存していたことから，境界層の遷移 を捉えたものと考えられる．しかし，幾つかのセン サーについては，依然として判別が困難であった．

(a)  α_2

(b)  α_4

(c)  Re_5

図6 遷移位置マップとconical flow近似に基 づく等N値線分布．

４−５  境界層遷移位置

  各センサー出力から判断される境界層の状態を，

乱流状態とそれ以外(層流状態と遷移状態；遷移レベ ルが1〜5)，あるいは判別不可能の3段階に大別した

(図6)．その結果，4種類のセンサー出力は流れ方向に

ほぼ整合していた．そして，設計点において層流領 域が拡大しており自然層流効果が改めて確認できた．

この遷移マップは，クイック的なデータ解析結果 [5-9]に比べ源泉データの解析方法は改善によって境 界層の状態に対する確度は増しているが，両者はほ ぼ一致していた．従って，クイック的な判断が妥当 であったと言える．

次に判別された境界層の状態から，下記の方法で 遷移位置 を決定した．層流と乱流と近接する場 合は，その中点とした．列を成す一連のセンサーが 全て層流と判断される場合は遷移位置は最後端より 100mm下流を，逆に一連のセンサーが全て乱流と判 断される場合は遷移位置は最前端より100mm上流を 遷移位置とみなした．センサーが近接していない領 域では，上記の方法で決定された遷移位置を直線で つないだ．決定された遷移位置における翼弦長と一 様流速度に基づく遷移レイノルズ数ReTを算出した ところ，CL=0.10の設計迎角(α§2°)で最大でReT§8×

10⁶が得られた(図7)．ONERAのS2MA風洞で実施した 全機遷移試験では，Y/S=0.3および0.7に設置したマル チHFセンサーによってReT§1×10⁶から2×10⁶が得ら れている．またFHIの高速風洞で実施した半裁模型遷 移試験でも同様の結果が得られている(図7)[4]．従っ て，飛行実験では風洞実験結果に比べ，4倍程度の大 きな遷移レイノルズ数が実現されたことがわかった．

５．遷移予測数値解析

NEXST-1の遷移位置を予測する数値解析手法の確 立は，小型超音速実験機プロジェクトの目標の一つ であった．著者らは，3次元圧縮性層流境界層におけ る線形安定論に基づくe^N法を用いた遷移予測コード LSTABを開発し，妥当性を各種要素風洞実験におい ても確認してきた．その結果，予測された等N値分布 は，実験から検出された遷移位置と外翼側で，定性 的な傾向が一致せず，また遷移位置におけるN値も低 い傾向にあった．またクイック的な飛行実験結果に 対する解析でも同様の結果が得られた[10,18]．

著者らの遷移予測手法では，一般のe^N法に基づく 遷移予測手法と同様に，まず①表面静圧分布を求め，

次に②層流境界層分布を算出する．そして，その層 流境界層の③安定性を解析し，最後に④攪乱の増幅 率を積分する．上記予測手法の中で，③の安定解析 には，上述した安定解析コードLSTABを用いている．

このコードは，線形安定論をベースに平行流近似を 適用しており，物体表面や流線の曲率が大きくない 場合には十分妥当である．また，④の増幅率の積分 には，外部流線方向にenvelope法を適用した．④積分 経路および積分方法には任意性があり，基礎的な研 究課題であるが，設計を検証するツールとして用い るには，本仮定で問題ないと考える．そこで，不一 致の原因は，①と②(主に②)にあると考え，以下のよ うな検討を行った．

①と②については，以下の2種類の方法に大別でき る．まず1つ目の方法(A)では，CFD解析，あるいは実 験的に計測された表面静圧分布に基づき，層流境界 層分布を算出する方法である．この場合，層流境界

-2500 0

5000 10000

FSTA [mm]

BP [mm]

-2500 0

5000 10000

FSTA [mm]

BP [mm]

TC Pr HF DP TC(LMR+TRN) Pr(LMR+TRN) HF(LMR+TRN) DP(LMR+TRN) TC(TUB) Pr(TUB) HF(TUB) DP(TUB) N=9 N=10 N=11 N=12 -2500

0

5000 10000

FSTA [mm]

BP [mm]

層分布はKaupsとCebeciのconical flow近似を適用する ことにより算出した．2つ目の方法(B)ではCFD(NS) 解析によって層流境界層分布まで算出してしまう方 法である．AとBの方法で算出された境界層分布，攪 乱の増幅特性や伝播方向，そして最終的に得られる 等N値分布を詳細に比較，検討した．その結果，conical flow近似(A)とNS解析(B)では境界層分布が大きく異 なることがわかった．そしてNS解析の方が，精度が 高いと推測された[10]．しかし，本節では，これまで の報告と比較するため，conical flow近似によって得 られた等N値分布を図6にプロットする．これまでの 報告[5-10]とは攪乱の伝播方向に対する仮定を改善 し，計算する翼幅断面も増やす改善を施してある．

その結果，等N値線分布はこれまでと大きく異なり，

α_2では前縁近くに集中し，α_4では等N値線の翼幅 方向変化が単調ではなくジグザグになった．このジ グザグパターンの原因は，表面静圧分布や境界層分 布のわずかな差によって，横流れ不安定の増幅特性 が大きく変化するためであると推測される[10]．しか し依然として，内外翼で遷移位置におけるN値が異な り，内翼側の方が遷移位置におけるN値が高かった．

内外翼においてN値が異なる原因は不明であるが，

内翼の方が表面粗度が小さい可能性がある．前述の 通り，表面粗度が小さいと境界層の遷移位置は後退 すると考えられる[17]．NEXST-1の⴫㕙䈲䋬ㆫ⒖⸘᷹

↪䈱㘑ᵢᮨဳ䈱᭽䈮⴫㕙☻䈘䈏0.3㱘mrmsએਅ䈫䈭䉎䈖 䈫䉕⋡ᮡ䈮⎇⏴䈚䈢䋮䊐䉜䉴䊅䊷䉇䊌䊈䊦䈱⛮䈑⋡䈲䋬 ㆫ⒖䉕⸘᷹䈜䉎㗔ၞ䈪䈲ធ⌕೷䈪䋬䈠䉏એᄖ䈲䉲䊷䊤 䊮䊃䈪ၒ䉄䈢਄䈪䋬⴫㕙䉕ᐔṖൻ䈚ᲑᏅ䉕䈭䈒䈚䈢䋮䉁䈢䋬

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䈚䈢．その結果，ਛᔃ✢ᐔဋ☻䈘(Ra)䈲்䈱䈭䈇⚛᧚ 㕙䈪2㱘mrmsએਅ䈪䋬䈖䈱䈉䈤Ra<0.5㱘mrmsであったの はY/S<0.5の内翼側に多く，逆にRa>2㱘mrmsとなる傷 は外翼側に多かった(図8)．しかし，表面粗度によっ てN値が内外翼で不一致となるのかは未確認である．

６.まとめ

  小型超音速実験機(NEXST-1)の自然層流効果を実 証することを目的に，㘧ⴕታ㛎䈮䉋䉍ᓧ䉌䉏䈢⾆㊀䈭 ታ㛎䊂䊷䉺䉕解析した．4種類の遷移センサー䈮䉋䈦 䈩䋬ㆫ⒖ㆊ⒟䉕␜䈜ାภ䈏᷹ⷰ䈘䉏䈢䋮遷移位置を 客観的な基準で決定することができた．䈠䈚䈩⸳⸘

ὐ(㱍_4䋻CL=0.10)䈪䈲䋬㕖⸳⸘ὐ䈮Ყ䈼䋬ㆫ⒖૏⟎

䈏ᄢ䈐䈒ᓟㅌ䈜䉎⥄ὼጀᵹലᨐ䈏⏕⹺䈘䉏䈢䋮䈢䈣䈚䋬 流れ方向の不整合や境界層の状態が判別できていな い場合も残された．一方，検出された遷移位置に基 づく遷移レイノルズ数は，風洞試験に比べ約4倍と高 かった．一方，圧縮性境界層の遷移位置を数値的に 予測する技術を確立したが，数値的に予測された等N 値線と，遷移位置が内外翼で一致しない傾向にあっ た ． こ れ ら 残 さ れ た 問 題 を 解 決 す る と と も に ， NEXST-1主翼の自然層流効果に対する物理的な理解 を深める必要がある．また，今後は自然層流翼概念

を実機(大型SST)へ拡張する設計技術の確立や，自然 層流翼が実機で実現された場合の表面粗度に対する 検討が今後の課題である．

最後に小型超音速実験機の飛行実験成功と遷移解 析に多大なご協力とご支援を下さった三菱重工業，

川崎重工業，共和電業，大手技研，富士重工業殿，

ならびにJAXA関係者各位に厚く御礼申し上げます．

参考文献

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図7  遷移レイノルズ数ReT．

図8  飛行実験前に計測した表面粗度Raの分布．

-2500 -1500 -500 500 1500 2500

2000 4500 7000 9500

FSTA [mm]

BP [mm]

Ra<0.5 0.5<=Ra<1 1<=Ra<2 ்䈅䉍 0

2 4 6 8

-2 0 2 4 6

Į [°]

ReT[10-6 ]

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2

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Transition Analysis for the Flight Test of Transition Analysis for the Flight Test of Supersonic Experimental Airplane (NEXST Supersonic Experimental Airplane (NEXST- -1) 1)

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-2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8

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109.5-110.5 117.0-118.0 125.7-126.7

113.5-114.5 121.2-122.2 130.5-131.5

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13 0

0.2 0.4 0.6 0.8 1

25667 25672 25677 25682 25687 25692 25697 IRIG.Time [sec]

e'RMS [V]

-2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8

5*Q, skewness䝺䝧䝹,㑄⛣䝺䝧䝹 ᒙὶ㡿ᇦ㏆ఝ┤⥺ ஘ὶ㡿ᇦ㏆ఝ┤⥺

e'_RMS 㑄⛣䝺䝧䝹

skewness䝺䝧䝹 5*Q

LRMS=3, LQ䍸0 L_Tr=6 LRMS>4

LTr=5

L_RMS=2, L_Q䍸0 LTr=7

L_RMS=2, L_Q>0 L_Tr=3 L_RMS=3, L_Q>0

LTr=4

LRMS=1 L_Tr=2

105 110 115 120 125

T_LO [sec]

L_RMS=0 LTr=1

஘

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HF- HF -AC AC䛾䝕䞊䝍ゎᯒ 䛾䝕䞊䝍ゎᯒ- -2 2

16

DP DP -AC - AC䛾䝕䞊䝍ゎᯒ 䛾䝕䞊䝍ゎᯒ

X/C=0.20, Y/S=-0.32

-0.3 -0.2 -0.1 0 0.1 0.2 0.3

25667 25672 25677 25682 25687 25692 25697 IRIG.Time [sec]

p' [kPa],CL

-3 -2 -1 0 1 2 3

Q

p'_RMS C_L p' Q

105 110 115 120 125 130 135

TLO [sec]

㻰㻼㻔㻭㻯㻕 ⤫ィฎ⌮

Ἴᙧ䞉㻿㻼

㑄⛣䝺䝧䝹

X/C=0.20, Y/S=-0.32

0.00 0.02 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12

100 120 140 160 180

T_LO [sec]

p'RMS [kPa], 5×p'RMS/pslocal

-4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8

㑄⛣䝺䝧䝹

p'_RMS p'_RMS/ps_local

㑄⛣䝺䝧䝹䠄ᪧ䠅 㑄⛣䝺䝧䝹 Į-sweepヨ㦂䝣䜵䞊䝈 Re-sweepヨ㦂䝣䜵䞊䝈

X/C=0.20,Y/S=-0.32 -120

-100 -80 -60 -40 -20 0

1 10 100 1000 10000

Frequency [Hz]

Amplitude [dB]

Re_1 Re_2 Re_3 Re_4 Re_5

Re_6 Re_7 Re_8 Re_9 4096point, 16 times average(1024 point shift)

᪂つ䛻ᥦ᱌䛧䛯䇾㑄⛣䝺䝧䝹䇿䛻䜘䛳䛶 ᐈほⓗ䛻㑄⛣఩⨨䜢᳨ฟ䠄㑄⛣ุᐃ䠅 Ἴᙧ䞉䝇䝨䜽䝖䝷䝮䜢ṇ䛸䛧ᇶ‽䜢Ỵᐃ㻛ぢ┤䛧

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15

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1

25666.6 25671.6 25676.6 25681.6 25686.6 25691.6 25696.6 T

[sec]

㛫Ḟ ⋡

1 2 3 4 5 6 7

㑄⛣䝺䝧䝹

LPF䛒䜚䠈0.04secẖ䛻ᖹᆒ໬

105 110 115 120 125 130 135

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18 X/C=0.30, Y/S=-0.32

-20 0 20 40 60 80 100 120

105 110 115 120 125 130 135

T_LO [sec]

TTC [deg]

-0.05 0 0.05 0.1 0.15 0.2

CL

T T_LPF C_L

TC䛾䝕䞊䝍ゎᯒ TC 䛾䝕䞊䝍ゎᯒ

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X/C=0.30, Y/S=-0.32

55 56 57 58 59 60

105 110 115 120 125 130 135

TLO [sec]

TTC [deg]

-0.05 0 0.05 0.1 0.15 0.2

CL

T T_LPF C_L

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17

-0.2 0.0 0.2

105 110 115 120 125 130 135

T

[sec]

Cp

-0.1 0.1 0.3

C

X/C=0.50, Y/S=-0.20 X/C=0.37, Y/S=-0.39 X/C=0.24, Y/S=-0.75

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C_L

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20

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㑄⛣䝬䝑䝥䠄䃐 䃐 _2䠅 _2 䠅

-3000 -2000 -1000 0 1000 2000 3000

2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000 FSTA

BP

TC Pr HF DP

TC(TUB) Pr(TUB) HF(TUB) DP(TUB)

TC(LMR+TRN) Pr(LMR+TRN) HF(LMR+TRN) DP(LMR+TRN)

19

㑄⛣䝬䝑䝥䠄

㑄⛣䝬䝑䝥䠄䃐 䃐 _1䠅 _1 䠅

-3000 -2000 -1000 0 1000 2000 3000

2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000 FSTA

BP

TC Pr HF DP

TC(TUB) Pr(TUB) HF(TUB) DP(TUB)

TC(LMR+TRN) Pr(LMR+TRN) HF(LMR+TRN) DP(LMR+TRN)

22

㑄⛣䝬䝑䝥䠄

㑄⛣䝬䝑䝥䠄䃐 䃐 _4䠅 _4 䠅

-3000 -2000 -1000 0 1000 2000 3000

2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000 FSTA

BP

TC Pr HF DP

TC(TUB) Pr(TUB) HF(TUB) DP(TUB)

TC(LMR+TRN) Pr(LMR+TRN) HF(LMR+TRN) DP(LMR+TRN) タィⅬ䛷ᒙὶ㡿ᇦ䛜᭱䜒ᣑ኱

21

㑄⛣䝬䝑䝥䠄

㑄⛣䝬䝑䝥䠄䃐 䃐 _3䠅 _3 䠅

-3000 -2000 -1000 0 1000 2000 3000

2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000 FSTA

BP

TC Pr HF DP

TC(TUB) Pr(TUB) HF(TUB) DP(TUB)

TC(LMR+TRN) Pr(LMR+TRN) HF(LMR+TRN) DP(LMR+TRN)

24

㑄⛣䝬䝑䝥䠄

㑄⛣䝬䝑䝥䠄䃐 䃐 _6䠅 _6 䠅

-3000 -2000 -1000 0 1000 2000 3000

2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000 FSTA

BP

TC Pr HF DP

TC(TUB) Pr(TUB) HF(TUB) DP(TUB)

TC(LMR+TRN) Pr(LMR+TRN) HF(LMR+TRN) DP(LMR+TRN)

23

㑄⛣䝬䝑䝥䠄

㑄⛣䝬䝑䝥䠄䃐 䃐 _5䠅 _5 䠅

-3000 -2000 -1000 0 1000 2000 3000

2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000 FSTA

BP

TC Pr HF DP

TC(TUB) Pr(TUB) HF(TUB) DP(TUB)

TC(LMR+TRN) Pr(LMR+TRN) HF(LMR+TRN) DP(LMR+TRN)

26

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㑄⛣఩⨨䛾ẚ㍑

-3000 -2000 -1000 0 1000 2000 3000

2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000 FSTA

BP

TC(TUB) Pr(TUB) HF(TUB) DP(TUB)

TC(LMR+TRN) Pr(LMR+TRN) HF(LMR+TRN) DP(LMR+TRN)

Į_4 Į_1 Re_9

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25

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-3000 -2000 -1000 0 1000 2000 3000

2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000 FSTA

BP

TC(TUB) Pr(TUB) HF(TUB) DP(TUB)

TC(LMR+TRN) Pr(LMR+TRN) HF(LMR+TRN) DP(LMR+TRN)

Į_4 Į_1 Re_9

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