M AV

空気力学分野(Aerodynamics)

三好陽 洋平

2013.4.1現在

FuselageWing

Flap

Cowl

Inlet

Nozzle

Bow shock

Flow separation

Shock impingement

Re

Micro Air Vehicle Nano Air Vehicle (Re)

AR

Re

AR AR Re

・論文1． 極超音速流中のランプ誘起衝撃波/遷移境界層干渉の実験的研究，日本航空宇宙学会　　　論文集，2007．2. 極超音速衝撃波/境界層干渉における剥離領域形状の影響，日本航空宇宙学会論文集，　　　2008.3. 極超音速衝撃波/境界層干渉における再付着流のグロー放電可視化，日本航空宇宙学　　　会論文集，2010.4. 極超音速衝撃波/境界層干渉におけるゲルトラー渦波長制御，日本航空宇宙学会論文　　　集，2010.

・学会発表1. 極超音速流中の衝撃波/境界層干渉場の挙動に関する実験的研究，日本流体力学会年　　　会，2008.2. 低アスペクト比翼まわりのはく離流れと翼端渦の可視化，飛行機シンポジウム，2012．3. 極超音速流中における平板境界層と円柱の干渉流れ場の可視化，可視化情報全国講演

会，2012.4. 極超音速境界層と円柱の干渉流れ場の構造について，日本航空宇宙学会西部支部講演

会，2012.5． 極超音速流中における境界層と円柱の干渉流れ場構造の放電発光を用いた研究，日本

　　　　 航空宇宙学会北部支部講演会，2013.

最近の主な研究科学生研究業績

低速風洞による空気力学的基礎研究

研究内容詳細

翼まわりの流れ場（煙線による可視化）

-0.01

0

0.01

0.02

0.03

0.04

0.05

-1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5

NFGF1%GF3%

y/(b/2)

有限翼幅NACA0012の誘導抵抗分布(NF:基本翼型，GF：超小型高揚力装置取付)

● 超小型高揚力装置の空力特性に関する研究● 小型全翼機など低レイノルズ数航空機の空力　　性能に関する研究● 航空機空力設計の後流計測法に関する研究● F-117など平面で構成された機体に用いられる　　翼型の空力特性の解明

ゲッチンゲン型低速風洞● 形式　ゲッチンゲン型(単帰還自由噴流式)● 噴出口　正八角形　内接円直径1.0m● 風速変化範囲　2～53m/s最大風速● 6分力天秤，後流計測装置，ステレオPIV装置, 　　煙発生装置

超小型高揚力装置の空力特性超小型高揚力装置(Gurney Flap)は，翼型後縁下面に対して垂直に付加された翼弦長の1～2%程度の高さを有する小平板で構成されます．このようなFlapは，動力を必要とせず構造が単純であり，実機への応用にむけ空力特性の解明に取り組んでいます．

機体設計と後流積分法後流積分法は，誘導抵抗と形状抵抗の分離が可能で，翼や機体に作用するスパン方向の揚力分布，抵抗分布を求めることが可能です．近年，航空機の設計開発において有効な手段として注目されおり，比較的小型の低速風洞への適用にむけ実験を進めています．

関係実験装置(風洞)

● 小型風洞 (測定部 30×30cm)● 1.5m低速風洞 (測定部 150×150cm)● 二次元煙風洞 (測定部 15×150cm)● 吹放式風洞 (測定部 60×60cm)

航 空 宇 宙 工 学 専 攻

600

100 10020

0

24

62.3

314

.6

122

40°

Φ24

24 12

翼模型（搭載物を有するClipped Delta翼）

空気力学分野 ( Aerodynamics)

ｹﾞｯﾁﾝｹﾞﾝ型低速風洞

Copyright 2008 mk.works All rights reserved.

担当教官 樫谷賢士

Ae r o d y n a m i c s

研究内容詳細 遷音速空力実験航空機の大型化にともない，実機開発では高レイノルズ数風洞実験が重要となっています．低温風洞はよどみ温度108Kの気流を利用し高レイノルズ数の風洞実験が可能な装置です．現在，この低温風洞や衝撃波管による実験の風洞補正法や計測技術の開発など風洞実験技術の向上，および供試体の遷音速空力特性の解明に取り組んでいます．

フォーカシングシュリーレン法は，流れに対して平行な断面の密度勾配の可視化が可能であり，三次元的な衝撃波の構造解明への利用など遷音速，超音速流れにおいて有効な可視化手法です．本研究では，この手法による翼型まわりの流れ場観察や，密度場定量計測に取り組んでいます．

航 空 宇 宙 工 学 専 攻Ae r o d y n a m i c s

● フォーカシングシュリーレン法による遷音速翼 型まわりの可視化実験● 低温風洞による遷音速翼型実験● 遷音速風洞としての無隔膜衝撃波管の開発● レーザ光計測法の超音速，遷音速風洞実験　　　への適用にむけた基礎研究

無隔膜衝撃波管

無隔膜衝撃波管● 全長　高圧室 3000mm，低圧室 7500mm● 測定部　150×60mm 多溝壁取付● 駆動部　1段ピストンにより急速開口● 作動時間　数msec● 計測装置　シュリーレン装置，フォーカシン　　　　　　 グシュリー レン装置，点回折干　　　　　　　　　渉計

遷音速，超音速流れにおける空気力学的研究

CFDによるNACA0012まわりの密度分布(M=0.84, AR=1.5)

データ抽出位置y(mm)

x(mm)26.25 46.25

0

21.225

データ抽出位置y(mm)

x(mm)26.25 46.25

0

21.225

フォーカシングシュリーレン画像からの衝撃波前後の密度解析例

関係実験装置(風洞)

フォーカシングシュリーレン法

● 破膜式衝撃波管 (測定部 15×6cm)● 遷音速風洞 (測定部 40×35cm)● 超音速風洞 (測定部 15×15cm, M=1.2, 2.0, 3.0, 4.0)● 高レイノルズ気流発生装置 (低温風洞, 　　学内共同器材） （測定部 30×6cm, よどみ温度108K)斜め翼機の表面流れの可視化

Shock Wave

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空気力学分野 ( Aerodynamics)担当教官 樫谷賢士

航 空 宇 宙 工 学 専 攻

【論文・国際会議】　　・Preliminary Study on Lift Coefficient of Biplane Airfoil in Smoke Wind Tunnel, AIAA 2008-0349.　・Preliminary Study on Side-Wall Boundary Layers in Transonic Shock Tube Airfoil Testing, AIAA 2008-0850. 　・ロッド拡散光源を有するフォーカシングシュリーレン装置による二重くさび翼型まわりの観察, 可視化情報学会誌.

【講演発表】　・後流測定法における揚力計算の精度に関する考察, 日本航空宇宙学会西部支部講演会.　・ブーゼマン複葉翼の低速流れにおける抗力特性に関する予備実験, 第45回飛行機シンポジウム.　・低レイノルズ数流れにおけるMAVに関する風洞試験, 第45回飛行機シンポジウム.　・煙風洞による高揚力装置を有するブーゼマン複葉翼まわりの可視化, 日本航空宇宙学会第37期年会講演会.　・遷音速衝撃波管翼型流れにおける側壁境界層の影響に関する予備研究, 平成19年度衝撃波シンポジウム.　・フォーカシングシュリーレン法のグリッド形状が流れの可視化結果にあたえる効果について, 日本航空宇宙学会西部支部講演会.　・衝撃波管翼型流れにおける側壁境界層の影響に関する予備研究, 第45回飛行機シンポジウム.　・アセトンLIF法の低温流れ場計測への適用に向けた予備研究, 可視化情報学会全国講演会.　・フォーカシングシュリーレン法を用いた密度計測基礎実験, 第35回可視化情報学会シンポジウム.

研究業績（空気力学分野 担当教官 樫谷賢士）

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Ae r o d y n a m i c s