鈍い後縁を持つ翼の高亜音速流中での特性に関する研究

高亚音速流动中钝后缘翼型特性研究

• 批准号: 02650049
• 负责人: 岩崎 松之助
• 金额: $ 1.09万
• 依托单位: Sojo University
• 依托单位国家: 日本
• 项目类别: Grant-in-Aid for General Scientific Research (C)
• 财政年份: 1990
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 1990 至 无数据
• 项目状态: 已结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/grant/KAKENHI-PROJECT-02650049/
• 关键词: 翼型周りの遷音速流れ; 翼型のショックチュ-ブ実験; 後縁の鈍い翼の風洞実験; 後縁の鈍い翼型; 後縁の鈍い対称翼型; 後縁から生ずる円形衝撃波; 渦による音波の発生; 翼型後流中のカルマン渦列

研究はゲッチンゲン風洞(測定断面1m×1m、風速30m/sにて)とショックチュ-ブ(60mm×120mm、マツハ数0.6にて)で行った。風洞模型はNACAOO12断面、スパン0.75m、翼弦長0.15mの木製翼と後縁を翼弦長の10%だけ切断した翼、ショックチュ-ブ実験では翼弦長100mmの上記断面の翼、10%、20%切断した後縁の鈍い翼、後縁に円みを付けた翼、後縁に分割板を入れたもの、鈍い後縁に凹凸を付けたもの等を用いた。測定には6分力天びん、シェリ-レン法、マッハツェンダチ渉計、エレクトロニックカウンタ、遅延回路、動ひずみ計、ディジタルオシロスコ-プその他の電子式計測装置が用いられた。得られた結果の主なものはつぎの通りである。1.翼型後縁より下流の流れの発生の初期において、孤立した渦が発生する都度円形の音波が発生する。この渦と音波の関係が可視化された。渦の発生は後縁が厚い場合ほど顕著である。2.ショックチュ-ブの入射衝撃波が後縁に達した直後から、強い円形衝撃波の発生が認められた。その精しい挙動は今後さらに研究を進めていく予定である。3.揚力係数と揚力傾斜は後縁を切断した翼の方が大きい。その原因は翼後縁の下縁近くの点が後部岐点となり、従って、後縁の鈍い翼よりも翼周りの循環が大きくなる為であろうということがシュリ-レン写真により推測された。4.後縁より下流の流れが生じて相当時間が経過した時点で,凹凸の後縁、円い後縁、仕切板の有る後縁の翼では、後流中に孤立渦はほとんど認められず、後縁は鈍くても、このような形の後縁を持つ翼では、抗力や騒音の低下が期待されることが分かった。本研究により、鈍い後縁の翼の後流の時間的な変化が若干明らかにになり、種々新らしい知見が得られた。今後さらに研究を進め、できるだけ早く学会に報告したいと考えている。

The wind tunnel (measuring section 1m×1m, wind speed 30m/s) was used to study the wind tunnel (60mm×120mm, wind speed 0.6 mm). The wind tunnel model was used for NACAOO12 section, wing length 0.75 m, wing chord length 0.15 m, wooden wing, wing chord length 10% cut off, wing chord length 100 mm, wing chord length 100 mm, wing chord length 100mm cut off, wing chord length 100mm, wing chord length 100mm cut off, wing chord length 100 mm, wing chord length 100 mm, wing chord length 100 mm cut off, wing chord length 100 mm, wing chord length 100 mm cut off, wing chord length 100 mm, wing chord length 100 mm cut off, wing chord length 100 mm, wing chord length 100 Other electronic measuring devices for measuring the six components of the force spectrum, the three-dimensional method, the three-dimensional meter, the three-dimensional delay loop, the three-dimensional meter, and the three-dimensional meter are used. The result is that the main body is not connected to the main body. 1. During the initial stage of the development of the downstream flow of the airfoil, isolated vortices are generated, and all circular sound waves are generated. The relationship between the vortex and the sound wave is visualized. The vortex is born after the thick occasion. 2. The incident shock wave of the first wave is generated after the first wave, and the strong shock wave is generated. In the future, we will continue to study and improve the quality of our products. 3. Lift force coefficient Lift force tilt back The reason for this is that the rear wing of the wing is close to the point of divergence, and the rear wing of the wing is close to the point of divergence. 4. The rear flow of the downstream flow is generated for a considerable time. When the time is over, the concave and convex rear flow, the middle rear flow, the rear flow of the cutting plate, the isolated vortex in the rear flow, the resistance, the low sound, and the expectation are separated. In this study, the time of the backward flow of the blunt back wing has changed from a number of bright times to a new kind of knowledge. In the future, the study will be carried out in an early manner.