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音波を用いた境界層剥離の制御

使用声波控制边界层分离

基本信息

批准号：
02452092
负责人：
西岡通男
金额：
$ 4.1万
依托单位：
Osaka Prefecture University
依托单位国家：
日本
项目类别：
Grant-in-Aid for General Scientific Research (B)
财政年份：
1990
资助国家：
日本
起止时间：
1990 至 1992
项目状态：
已结题

项目摘要

本研究は,ボルテックスジェネレータにおけるように付加的な抵抗増を伴わない,より理像的な剥離防止策の実現を念頭に置いた基礎研究であり,具体的には「渦の音響励起による境界層の剥離抑制法」を提案し,その基礎研究として,剥離抑制に最も有効な強い渦構造(およびそのスケーリング法則)と音波がその渦構造を励起する機構を明らかにし、その基礎研究の成果を種々の実用上有用な剥離流れに適用することを目的としている。平成4年度は,前年度に引き続き,本研究において提案する手法の実用性を確認するための2次元翼列流れの剥離制御に関する実験とその結果の分析を行い,剥離抑制効果を圧力係数や全圧比の観点から評価した。次に,渦の音響励起の機構についてさらに考察するため平板翼の前縁剥離を対象として,パネル法と渦点法に基づく数値シミュレーションを行った。以下に主な成果を要約する。NACA65(12)10翼型(solidity1.25,流入角60ﾟ)を用いた翼列流れ(レイノルズ数2.8×101)については,渦の音響励起により、圧力係数が自然状態(迎角α=14.5ﾟ)における0.386から0.426(迎角α=22ﾟ)に増し,全圧比(産業用圧縮機の周速度・軸流速度を仮定した場合)に換算すると1.40程度の値が期待できるという結論が得られた。前縁剥離の数値シミュレーションでは,平板迎角8ﾟの場合についてパネル法と渦点法の併用によって前縁剥離流れを模擬できることが明らかにされ,次に音波による粒子速度場をポテンシャル流で近似する手法として,強さが時間的に正弦変化する湧き出しを用い,渦の音響励起を試みた計算から,剥離剪断層が波動の状態をほとんど経ることなく渦が励起され,しかもこれによって平板壁近くに運動量とエネルギが注入されて剥離が抑制されることが示され,渦励起による剥離制御の機構が明確になった。

This study is aimed at basic research on the idea of implementing a strategy for preventing delamination of images, specifically, a proposal for "vortex excitation and boundary layer delamination suppression method." The results of basic research on the mechanism for exciting vortex structures and acoustic waves are useful in practical applications. In 2004, the feasibility of the proposed method was confirmed. The results of the analysis on the separation control of the two-dimensional wing flow were evaluated. The pressure coefficient and the total pressure ratio of the separation inhibition effect were evaluated. Secondly, the mechanism of acoustic excitation of the vortex is also examined. The front flap peeling of the flat wing is also investigated, and the basic numerical value of the vortex point method and the vortex point method is calculated. The following main results are offered. NACA65(12)10 airfoil (solidity1.25, inflow angle 60 °)(The number of vortices is 2.8×101), the pressure coefficient increases from 0.386 to 0.426(angle of attack α=22), and the total pressure ratio (when the circumferential velocity and axial velocity of industrial compressors are constant) is converted to 1.40. The numerical value of the front separation is calculated by using the combination of the vortex point method and the vortex point method when the plate angle of attack is 8 °. The numerical simulation of the front separation flow is carried out by using the method of approximation of the particle velocity field of the secondary sound wave. The sinusoidal variation of the intensity time is used. The calculation of the vortex acoustic excitation is carried out by using the method of approximation of the particle velocity field. The ratio of the shear layer is different from that of the shear layer. The vortex excitation is different from that of the shear layer. The vibration of the shear layer is different from that of the shear layer.