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

• 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
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/en/grant/KAKENHI-PROJECT-21K04495/
• 关键词: 可視化; シュリーレン; 風洞試験; 空力特性; 超音速複葉翼; ライトフィールド光学系; シュリーレン法; 三次元流れ; ライトフィールド光学; 空力測定技術; 遷音速流れ; ブーゼマン複葉翼; 抵抗低減

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．

Make annual は and 4, ラ イ ト フ ィ ー ル ド カ メ ラ に よ る wind tunnel be 験 へ の applicable に む け た basis be 験, Stagger を hold つ ブ ー ゼ マ ン frond wing の aerodynamic characteristics に masato す る be 験 を be applied し た. ラ イ ト フ ィ ー ル ド カ メ ラ に よ る wind tunnel be 験 へ の applicable に masato す る be 験 で は, portrait parsing に よ り れ field の the line direction の な accuracy of quantitative evaluation of 価 を be applied し た. そ の results, the analytical に よ る と 検 の れ field position precision は, object 検 out よ り error が big き く な る こ と が Ming ら か に な っ た. に, ブ ー ゼ マ ン frond wing の moving sound に お け る low resistance reduction technology と し て, に Stagger form a mesh し wind tunnel be 験 を moving sound お よ び low-speed wind tunnel お い て be applied し た. The actual experiment of the transonic wind tunnel is で, and the intermediate transverse transonic wind tunnel is と <s:1> て. The impulse wave tube is を and used is た た. Measuring part さ height さ150mm width 60mm block rectangle である. ま た, Stagger を hold つ ブ ー ゼ マ ン frond wing の は い い spare distance, design マ ッ ハ number 1.7 the distance between the の wing に し seaborne,0.25 て 0, 0.5 と し た. Mainstream マ ッ ハ は 0.6, 0.7, 0.8 と し, レ イ ノ ル ズ number は blunt shock wave tube high の 圧 chamber pressure を adjustment す る こ と で 2.85 x 10 ^ 5 の certain に な る よ う に adjustment し た. Angle え 0°である. そ の results, feed い い spare が distance き く な る と, wing の speed between お よ び density variations change が ease さ れ wing の が low resistance reduction す る こ と が be 験 に Ming ら か に な っ た. This be さ ら に 験 で は, wing between に 発 raw す る blunt shock wave の unsteady な 挙 dynamic を は じ め て be 験 に Ming ら か に し た. Clarifying the <s:1> unsteady phenomenon <e:1> of the interwing impact wave である the future topic である. Youdaoplaceholder0, low-speed wind tunnel による laboratory で また, measuring part width 150mm height さ1500mm <s:1> low-speed wind tunnel を use た た. Stagger に よ る food い い spare moving distance は sonic wind tunnel の be 験 と with じ で, 15 m/s wind speed, レ イ ノ ル ズ は 2.1 x10 ^ 5 で あ る. Actual experiment: で で wind tunnel balance による dynamometer measurement: を actual application: た. そ の results, Stagger form の ブ ー ゼ マ ン frond wing は meet え Angle of 30 ° ま で stall し な い こ と, food い い spare が distance き く な る と frond wing の total uplift force と total resistance に す seaborne る wing の cut close が small さ く な ど new た な knowledge を た.

项目成果

Aerodynamic Characteristics of Busemann Biplane Installed with High-Lift Device Using Low-Speed Smoke Wind Tunnel

低速烟气风洞加装高升力装置的布斯曼双翼飞机气动特性

• 发表时间: 2022
• 作者: Masashi Kashitani;Nguyen T. Duong;Masato Taguchi;Kazuhiro Kusunose
• 通讯作者: Kazuhiro Kusunose

風洞実験に向けたライトフィールドカメラを用いた流れ場の可視化に関する基礎研究

风洞实验光场相机流场可视化基础研究

• 发表时间: 2022
• 作者: Taira Yuichiro;Sagara Shinichi;Oya Masahiro;辻康平，田口正人，樫谷賢士，仲尾晋一郎，宮里義昭
• 通讯作者: 辻康平，田口正人，樫谷賢士，仲尾晋一郎，宮里義昭

ブーゼマン複葉翼の遷音速衝撃波管流れ場に関する光学計測

Busemann 双翼机翼跨音速激波管流场的光学测量

• 发表时间: 2022
• 作者: 片山 徹;吉田 尚史;林美鶴;樫谷賢士，田口正人，辻康平，グエンタイズオン，楠瀬一洋
• 通讯作者: 樫谷賢士，田口正人，辻康平，グエンタイズオン，楠瀬一洋

An Experimental Investigation of Busemann Biplane in Transonic Flow by Focusing Schlieren Technique

聚焦纹影技术对布斯曼双翼飞机跨音速流的实验研究

• 发表时间: 2022
• 作者: Thai Duong Nguyen;Masato Taguchi;Masashi Kashitani
• 通讯作者: Masashi Kashitani

遷音速流れのブーゼマン複葉翼間に発生する衝撃波について

关于跨音速流中布兹曼双翼叶片之间产生的冲击波

• 发表时间: 2023
• 作者: 齊藤詠子;田口正人，グエンタイズオン，辻康平，樫谷賢士
• 通讯作者: 田口正人，グエンタイズオン，辻康平，樫谷賢士