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Eighth Aerodynamics Prediction Challenge (APC-8) ワークショップ (2022年6月29日. アイーナいわて県民情報交流センター), 盛岡市, 岩手, Eighth Aerodynamics Prediction Challenge workshop (APC-8) (June 29, 2022. Aiina, Iwate Prefectural Information Exchange Center) , Morioka-shi, Iwate, Japan, 注記: 第54回流体力学講演会/第40回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム(ANSS)内で開催, 形態: カラー図版あり, Note: Workshop was held in The 54th Fluid Dynamics Conference / The 40th Aerospace Numerical Simulation Symposium, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA2230008004, レポート番号: JAXA-SP-22-003

Seventh Aerodynamics Prediction Challenge (APC-7) ワークショップ (2021年6月30日. オンライン開催), Seventh Aerodynamics Prediction Challenge workshop (APC-7) (June 30, 2021. Online meeting), 注記: 第53回流体力学講演会/第39回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム(ANSS)オンライン内で開催, 形態: カラー図版あり, Note: Workshop was held in The 53rd Fluid Dynamics Conference / The 39th Aerospace Numerical Simulation Symposium Online, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA2130007009, レポート番号: JAXA-SP-21-002

Sixth Aerodynamics Prediction Challenge (APC-6) ワークショップ (2020年9月28日. オンライン開催), Sixth Aerodynamics Prediction Challenge workshop (APC-6) (September 28, 2020. Online meeting), 注記: 流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2020オンライン内で実施, 形態: カラー図版あり, Note: Workshop was held in Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2020 Online, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA2030015008, レポート番号: JAXA-SP-20-005

流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2020オンライン (2020年9月28日-30日. 日本航空宇宙学会 : 宇宙航空研究開発機構(JAXA)オンライン会議), Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2020 Online (September 28-30, 2020. The Japan Society for Aeronautical and Space Sciences : Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA), Online meeting), In order to understand the noise generation due to interactions between the side-brace wake and the gear-bay shear-layer of the main landing gear, a simple numerical flow analysis on a rectangular open cavity including a circular cylinder is conducted by using two-dimensional laminar flow computations. The results show that modification of the cylinder location relative to the cavity leading edge drastically changes the oscillation modes and frequency characteristics of the cavity flow. Although the computational model is too simple to clarify the interaction noise of the real aircraft landing-gear, it provides a basic knowledge of the noise generation physics., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA2030013025, レポート番号: JAXA-SP-20-008

Fifth Aerodynamics Prediction Challenge (APC-V) ワークショップ (2019年7月1日. 早稲田大学早稲田キャンパス国際会議場), 新宿区, 東京, Fifth Aerodynamics Prediction Challenge workshop (APC-V) (July 1, 2019. International Conference Center, Waseda University), Shinjuku-ku, Tokyo, Japan, 注記: 第51回流体力学講演会/第37回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム内で実施, 形態: カラー図版あり, Note: Workshop was held in 51st Fluid Dynamics Conference / 37th Aerospace Numerical Simulation Symposium, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1930013009, レポート番号: JAXA-SP-19-008

Fifth Aerodynamics Prediction Challenge (APC-V) ワークショップ (2019年7月1日. 早稲田大学早稲田キャンパス国際会議場), 新宿区, 東京, Fifth Aerodynamics Prediction Challenge workshop (APC-V) (July 1, 2019. International Conference Center, Waseda University), Shinjuku-ku, Tokyo, Japan, 注記: 第51回流体力学講演会/第37回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム内で実施, 形態: カラー図版あり, Note: Workshop was held in 51st Fluid Dynamics Conference / 37th Aerospace Numerical Simulation Symposium, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1930013012, レポート番号: JAXA-SP-19-008

Fourth Aerodynamics Prediction Challenge (APC-IV) ワークショップ (2018年7月4日. 宮崎市民プラザ), 宮崎市, 宮崎, 注記: 第50回流体力学講演会/第36回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム内で実施, 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1830030012, レポート番号: JAXA-SP-18-008

Fourth Aerodynamics Prediction Challenge (APC-IV) ワークショップ (2018年7月4日. 宮崎市民プラザ), 宮崎市, 宮崎, 注記: 第50回流体力学講演会/第36回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム内で実施, 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1830030015, レポート番号: JAXA-SP-18-008

第50回流体力学講演会/第36回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム (2018年7月4日-6日. 宮崎市民プラザ), 宮崎市, 宮崎, 50th Fluid Dynamics Conference /the 36th Aerospace Numerical Simulation Symposium (July 4-6, 2018. Miyazaki Citizen's Plaza), Miyazaki, Japan, Aeroacoustic simulations associated with noise radiation from the leading-edge slat is conducted. The shear layer emanating from the slat cusp and its subsequent reattachment upstream of the slat trailing edge lead to a primarily broadband noise spectrum. Often, however, the slat noise spectrum also exhibits narrowband peaks superimposed on the broadband portion, especially in the case of unswept wind tunnel configurations at lower than full-scale Reynolds numbers. In this study, influence of wing sweep angle on the slat noise characteristics, especially on the narrowband peaks, is investigated by aeroacoustic simulation using Delayed Detached Eddy Simulation around the 30P30N three-element high-lift airfoil configuration., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1830029011, レポート番号: JAXA-SP-18-005

第50回流体力学講演会/第36回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム (2018年7月4日-6日. 宮崎市民プラザ), 宮崎市, 宮崎, 50th Fluid Dynamics Conference /the 36th Aerospace Numerical Simulation Symposium (July 4-6, 2018. Miyazaki Citizen's Plaza), Miyazaki, Japan, In this study, effect of leading-edge slat position on the slat noise characteristics is investigated by aeroacoustic simulations using Delayed Detached Eddy Simulation toward slat noise reduction. Previous studies indicated that smaller recirculation region in the slat cove with increasing angle of attack results in decrease of broadband noise and narrowband peaks (NBPs). To achieve smaller recirculation region in the slat cove at a target angle of attack, the overlap between slat and main wing is changed. From the analysis of far-field sound pressure, it is found that low frequency broadband fluctuation and NBPs decrease, and the overall sound-pressure levels is significantly reduced especially in the direction of the lower surface side as a result of the noise reduction of slat itself., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1830029022, レポート番号: JAXA-SP-18-005

本報告書は, 2011年から2015年にかけJAXAで実施した遷音速バフェット抑制のためのVortex Generator (VG)に関する研究結果をまとめたものである. 既報「遷音速二次元翼に対するVortex Generator効果」の続編にあたる. 既報では, 後退角のない2次元翼に限定し, VGの効果をまとめた. 本報告書では, 実機を模擬した遷音速3次元翼に対するVGの効果をまとめた. 研究は, 風洞実験とComputational Fluid Dynamics(CFD)の双方を用いて行った. 風洞実験においてもCFDにおいても, 航空機形状のNASA Common Research Model (NASA CRM) の主翼を対象とした. VGについては, 矩形形状, かつ, 全てのVGの導入する縦渦の向きが等しいVG列(Co-rotating VGs)を対象とした. 本報告書を実用的な報告書にするという観点から, まず, 本研究から導かれたVGの設計指針とVGの効果に対する仮説を含む原理を示した. その上で, 風洞実験およびCFDにより調べたVGの基本的なパラメータ, 高さ, 長さ, 角度, 間隔のVGの効果に対する感度をそれぞれまとめた. 解析手法については, 風洞実験およびCFDの比較から, 本研究で行ったCFD解析は定性的にはVGの効果を適切に捉えられることが明らかとなった. VGの効果に関する新たな知見を得るために, 既報で調査した後退角のない2次元翼模型と本研究の3次元翼の結果を比較した. さらにCFDにより複数の後退角の無限後退翼について, VGの効果を調べた. その結果, 後退角のある3次元翼においては, VGの導入する縦渦の回転方向が極めて重要であること, VGの前縁が翼端を向くVG 配置 (Toe-Out VGs) が剥離抑制に効果が高いことが明らかとなった. 約30度の後退角をもつNASA CRMの主翼に対してToe-Out VGsを使用する場合は, VGの間隔をVGの高さの80倍としても, VGの効果が明瞭に現れた. この間隔は, 後退角のない2次元翼模型の場合の8倍の間隔である. VGの間隔を広くとれることはVGの設置枚数を減らすことにつながり, VGの巡航時の付加抵抗の低減につながる. 後退角のある3次元翼に対しては, VGの向きをToe-Outに取り, VG の間隔を後退角の大きさを考慮して設計することが極めて重要であることを明らかにした., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1730025000, レポート番号: JAXA-RR-17-013

第48回流体力学講演会/第34回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム (2016年7月6日-8日. 金沢歌劇座), 金沢市, 石川, 48th Fluid Dynamics Conference /the 34th Aerospace Numerical Simulation Symposium (July 6-8, 2016. The Kanazawa Theatre), Kanazawa, Ishikawa, Japan, To develop next generation aircrafts, the remarkable improvement of the economic efficiency such as fuel burn, environmental performance and the comfortability for passengers has been requested. The one of ideas for the next generation aircraft is the one which has a wide fuselage with upper mounted engines. This kind of aircraft has possibility to improve the aerodynamic performance by the optimum inlet flow. In this paper, the aerodynamic performance of the wide fuselage aircraft was investigated with deforming the fuselage geometry and displacing the engine nacelle. The intake/ exhaust flow is also simulated. According to investigation results, the design knowledge which achieved higher lift-to-drag ratio could be found out. In addition, it was also found that the lift was increased by the intake flow. These results suggested that the over-the-fuselage engine concept has possibility to be next generation civil aircraft which could improve the fuel economy and the environmental performance., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1630031026, レポート番号: JAXA-SP-16-007

First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) ワークショップ (2015年7月3日. 東京大学生産技術研究所), 東京, Aerodynamic Prediction Challenge workshop (APC-I) (July 3, 2015. Institute of Industrial Science, the University of Tokyo), Tokyo, Japan, 注記: 第47回流体力学講演会/第33回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム内で実施, 形態: カラー図版あり, Note: Workshop was held in 47th Fluid Dynamics Conference / 33nd Aerospace Numerical Simulation Symposium, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1530033009, レポート番号: JAXA-SP-15-005

第88回風洞研究会議 (2012年5月24日-25日), Wind Tunnel Technology Association 88th Meeting (May 24-25, 2012), JAXA 6.5m×5.5m 低速風洞において、境界層制御機能付き地面板を導入した。地面板の概要として、地面板の構成、主な機能を紹介する。また、境界層制御装置（吹出し機能）の効果を含めた地面板上の境界層厚さ計測や、ONERA-M5 模型を用いた縦3 分力計測を実施したので、その結果について報告する。, 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1530024006, レポート番号: JAXA-SP-14-011

本報告書では、2011年から2013年の間にJAXAで行われたVortex Generator (VG) の効果検証のための風洞試験とComputational Fluid Dynamics (CFD)の結果をまとめた。本研究では、遷音速旅客機を対象とした二次元翼にブレイド型VGを設置した際のVGが境界層剥離を抑制する効果 (VG効果)を対象とした。風洞試験によりVGパラメータの効果を調べるとともに、VG効果を、CFDにより精度よく解析する技術獲得に努めた。風洞試験は、0.8m×0.45m高Re数遷音速風洞にて行った。まず、NASA SC(2)-0518二次元翼模型を用い、高さ約1 mmと非常に小さいVGを翼模型に精度良く設置する技術を中心としたVG試験技術を開発した。その後、この技術を使用し、現在運航中の航空機の翼形状に近いNASA Common Research Model (CRM) の二次元翼模型を用い、VGの各パラメータ (VGの高さ、アスペクト比、間隔、コード方向取り付け位置、取り付け角度) のVG効果に対する影響を評価した。本試験の範囲では、VGの高さと間隔の影響が明瞭にあらわれ、VGの高さが高いほど、また間隔が狭いほど揚力係数は上昇した。CFDにおいては、VGの創り出す縦渦 (流体の流れ方向に回転軸をもつ渦) の境界層への影響をより正確に捕えた解析を可能とするため、複雑な物体形状に対応しやすい非構造格子を用いつつ、VGとその後流近辺に構造格子的な六面体要素を組み込んだハイブリッド格子生成法を導入した。この開発により、複雑な三次元形状にVGが付いているような場合でもCFD解析が容易になり、また同時に格子要素数を抑えながらもVG効果予測精度を大幅に向上させることが可能になった。二次元風洞試験結果から側壁の影響を完全に除外することは難しいため、CFD計算結果と実験結果の定性的な比較を行った。その結果、同様の傾向を得ることを確認した。, 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1430008000, レポート番号: JAXA-RR-14-002

第45回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2013 (2013年7月4日-5日. タワーホール船堀), 東京, 45th Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2013 (July 4-5, 2013. Tower Hall Funabori), Tokyo, Japan, In this paper, a validation study of aeroacoustics analysis of Rudimentary Landing Gear is conducted using a multi-block structured grid CFD-code, UPACS-LES, developed in JAXA. Sensitivities of the numerical schemes to solve the convective term and the order of the scheme to the flowfield and near-field unsteady pressure are investigated. Improved effects on the result to capture finer vortical structures and to predict far-field noise prediction are shown by the 3rd-order low dissipation SLAU scheme for low-Mach number flow as well as the 6th-order Compact scheme, compared with the 3rd-order Roe scheme. Influence of sound reflection on the floor on the far-field noise prediction is evaluated by Ffowcs Williams and Hawkings code using permeable surface data set in space. In addition, sensitivities of the placement of wake plane of the permeable surface on the far-field noise prediction are investigated with a method to suppress spurious noise due to vortex passing through the wake plane., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA0062268002, レポート番号: JAXA-SP-13-011

5th Symposium on Integrating CFD and Experiments in Aerodynamics (October 3-5, 2012, Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)), Chofu, Tokyo, Japan, In this paper, computational efforts in designing experiment for a series of wind tunnel tests of high- lift airframe noise measurement and the importance are shown. This paper describes computational evaluations of the design of wind tunnel testing model, the model sizing and mounting in wind tunnel, and influences of shear layer and mounted plate on the sound propagation in open-cart test section. It is shown that preliminary CFD investigation of the wind tunnel tests can decrease unknowns and improve the accuracy of the wind tunnel test., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA0062070012, レポート番号: JAXA-SP-13-001E

第44回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2012 (2012年7月5日-6日. 富山国際会議場大手町フォーラム), 富山市, 富山県, 44th Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2012 (July 5-6, 2012. Toyama International Conference Center), Toyama Japan, In this study, the aerodynamic design of an airfoil for a small blended-wing-body aircraft called novel-wing-body (NWB) is discussed. In our previous study, the three dimensional aerodynamic design of NWB was carried out using a typical supercritical airfoil. However, Shock waves near the leading edge of the outer wing appeared, and the wave drag increased. Therefore, the lift-to-drag ratio stayed small. In order to design an ideal airfoil for NWB, The design exploration by Genetic Algorithm (GA) is carried out in this study. Some types airfoils obtained by this exporation are applied to the 3D NWB geometry, and their acrodynamic characteristics are investigated using a three dimensional Navier-Stokes solver. The results show that one of the airfoil obtained can weaken the shock waves near the leading edge of the outer wing., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA0061958017, レポート番号: JAXA-SP-12-010