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Measurement of Flow Fields and Aerodynamics of Transonic Three-Dimensional Biplane Using Light Field Optics

利用光场光学测量跨音速三维双翼飞机的流场和空气动力学

基本信息

批准号：
21K04495
负责人：
樫谷賢士
金额：
$ 2.66万
依托单位：
防衛大学校(総合教育学群、人文社会科学群、応用科学群、電気情報学群及びシステム工学群)
依托单位国家：
日本
项目类别：
Grant-in-Aid for Scientific Research (C)
财政年份：
2021
资助国家：
日本
起止时间：
2021-04-01 至 2024-03-31
项目状态：
已结题

项目摘要

令和4年度は，ライトフィールドカメラによる風洞実験への適用にむけた基礎実験，Staggerを持つブーゼマン複葉翼の空力特性に関する実験を実施した．ライトフィールドカメラによる風洞実験への適用に関する実験では，画像解析により流れ場の奥行方向の定量的な精度評価を実施した．その結果，本解析によると流れ場の位置検出精度は，物体検出より誤差が大きくなることが明らかになった．次に，ブーゼマン複葉翼の遷音速における抵抗低減技術として，Stagger形態に着目し風洞実験を遷音速および低速風洞おいて実施した．遷音速風洞実験では，間欠式の遷音速風洞として衝撃波管を用いた．測定部は高さ150mm幅60mmの矩形である．また，Staggerを持つブーゼマン複葉翼の食い違い距離は，設計マッハ数1.7の翼間距離に対して0，0.25，0.5とした．主流マッハ数は0.6，0.7，0.8とし，レイノルズ数は衝撃波管の高圧室圧力を調整することで2.85x10^5の一定になるように調整した．迎え角は0°である．その結果，食い違い距離が大きくなると，翼間の速度および密度変化が緩和され翼の抵抗が低減することが実験的に明らかになった．さらに本実験では，翼間に発生する衝撃波の非定常な挙動をはじめて実験的に明らかにした．翼間衝撃波の非定常現象の解明は今後の課題である．また，低速風洞による実験では，測定部幅150mm高さ1500mmの低速風洞を用いた．Staggerによる食い違い距離は遷音速風洞の実験と同じで，風速15m/s，レイノルズ数は2.1x10^5である．実験では風洞天秤による空力計測を実施した．その結果，Stagger形態のブーゼマン複葉翼は迎え角30°まで失速しないこと，食い違い距離が大きくなると複葉翼の全揚力と全抵抗に対する下翼の割合が小さくなど新たな知見を得た．

In the fourth year of the order, the wind tunnel was used to implement the basic implementation, and the Stagger was used to implement the aerodynamic characteristics of the compound wing. The accuracy of the flow field and the direction of the flow field is evaluated quantitatively. As a result, the accuracy of the position detection of the flow field in this analysis is different from that of the object detection error. The second is to reduce the resistance of the compound wing to the speed of sound. The transonic wind tunnel is used in the shock wave tube. Measurement section height 150mm width 60mm rectangle. Stagger, Stagger, Stagger. The main flow number is 0.6, 0.7, 0.8, and the main flow number is 2.85x10^5. Angle 0°. As a result, the distance between the wings increases, the velocity and density between the wings decrease, and the resistance of the wings decreases. Unsteady motion of the shock wave generated between the wings. The solution of unsteady phenomena of interwing shock waves and future problems. Low speed wind tunnel with width of 150mm and height of 1500 mm. Stagger with height of 1500 mm. Wind speed of 15m/s. Wind speed of 2.1x10^5. The wind tunnel balance is measured by air force measurement. As a result, the Stagger shape of the wing is different from the angle of 30°, and the distance between the wing and the wing is different.