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航空宇宙技術研究所 17-19 Jan. 2000 東京 日本, National Aerospace Laboratory 17-19 Jan. 2000 Tokyo Japan, 縮尺超音速実験機の境界層の遷移特性を数値的に解析し、同実験機の翼が自然層流(NLF)翼であることを確認した。従来の非圧縮性およびe(exp N)法に基づく新たに開発された圧縮性遷移予測法を用いて、以下の結果によりNLF特性が良く確認された。(1)NLF翼設計に適用された階段状の圧力分布が最適であることが分かった。(2)圧縮コードにより推定されたNの値をNASAでの実験値と比較して、NLF翼の広い層流領域が期待された。(3)ナビエ・ストークス方程式コードより予測される境界層分布は、圧縮性境界層コードに比べて小さなN値を与えた。(4)付着線コンタミネーションによる遷移は予測されなかった。, Boundary layer transition characteristics of a scaled supersonic experimental airplane were numerically analyzed to confirm its Natural Laminar Flow (NLF) wing design. Using conventional incompressible and newly developed compressible transition prediction codes based on the e(exp N) method, the NLF characteristics were well confirmed through the following results. (1) The step function type target pressure distribution applied to the NLF wing design was found to be optimum. (2) Comparing the transition N value estimated by the compressible code with experimental results obtained by NASA, wide laminar region of the NLF wing was expected. (3) Laminar boundary layer profiles estimated by a Navier-Stokes code led to smaller N value than that by the compressible boundary layer code. (4) No transition due to attachment-line contamination was predicted., 資料番号: AA0028638011, レポート番号: NAL SP-49T

航空宇宙技術研究所 27-29 Sept.2000 東京 日本, National Aerospace Laboratory 27-29 Sept.2000 Tokyo Japan, e(exp N)法を使用した遷移位置の予測には、空間成長速度Nに及ぼす外部擾乱の定量的評価が強く求められるため、2次元翼流れ内の層流-乱流遷移に及ぼす音響騒音の影響を実験的に検討した。最初に、同一モデルに対する自然遷移を異なる5風洞中で調べた。各因子の貢献度は分離不可能であるが、大音響騒音および/または大残留主流乱れを用いた風洞では早期遷移を観測した。そこで、測定胴内に設置したスピーカを使って人工音響騒音を導入した。大きな励起が遷移過程を促進することを確認した。Nと音圧レベル(SPL)間の経験的関係N=-0.6×SPL+74を提案した。, Influence of acoustic noise on laminar-to-turbulent transition in 2-D wing flow is investigated experimentally, since the quantitative evaluation of external disturbances on spatial growth rate N is intensively required to predict the transition location by the use of the e(exp N) method. At first, natural transition on an identical model is examined in five different wind tunnels. Early transition is observed in the wind tunnels with large acoustic noise and/or large residual free-stream turbulence, although the contribution of each factor is not separable. Therefore artificial acoustic noise is introduced by means of a loud speaker installed in the settling chamber. Larger excitation is confirmed to facilitate the transition process. An empirical relation between N and Sound Pressure Level (SPL) is proposed as N = -0.6 x SPL + 74., 資料番号: AA0028637014, レポート番号: NAL SP-48T

航空宇宙技術研究所 16-18 Jun. 1999 東京 日本, National Aerospace Laboratory 16-18 Jun. 1999 Tokyo Japan, チャンネル流の層流-乱流遷移を並列計算機上で直接数値シミュレーションを行った。シミュレーションは、基本流と様々なレイノルズ数に対応する異なるエネルギーレベルの小さな撹乱の和で与えられる初期流れで開始する。超臨界レイノルズ数の場合、以下の2つの機構により遷移が起こる。ひとつは初期撹乱が非常に小さい場合、流れの中で成長するトルミーン・シュリヒティング波であり、もうひとつは初期撹乱が大きい場合、流れの方向に軸を持つ縦渦の過渡的増幅である。一方、亜臨界レイノルズ数では、初期撹乱が非常に大きい場合にのみ過渡的増幅により遷移が起こる。過渡的増幅型遷移を引き起こす初期撹乱のエネルギーレベルは、レイノルズ数の-7/2乗に比例することが見出された。, Laminar-turbulent transition of channel flow is directly simulated on a parallel computer. The simulations are started with initial flows given as the basic flow plus small disturbances with different energy levels for various Reynolds numbers. In the case of supercritical Reynolds numbers, the transition is triggered by two mechanisms: one is Tollmien-Schlichting waves growing in the flow when initial disturbances are very small, and the other is transient growth of stream-wise vortices when initial disturbances are rather large. On the other hand, for subcritical Reynolds numbers, transition is triggered by the transient growth only when initial disturbances are considerably large. It is found that the energy levels of initial disturbances, which can trigger the transient-growth type transition, are proportional to -7/2 power of the Reynolds number., 資料番号: AA0001961054, レポート番号: NAL SP-44

航空宇宙技術研究所 7-9 Oct. 1998 (23th). 24-26 Mar. 1999 (24th) 東京 日本, National Aerospace Laboratory 7-9 Oct. 1998 (23th). 24-26 Mar. 1999 (24th) Tokyo Japan, 以下の主題について論じた。チャネル流遷移、3次元不安定性、衝撃自由剪断層不安定性、回転ゲルトラー流れ、e(exp N)法、斜め円柱境界層、縮流胴境界層遷移、回転円盤流、横流れ渦、絶対不安定性、圧縮性縦渦、超音速剪断層、衝撃波-境界層干渉、超音速境界層、小型超音速実験機、内部渦構造、2次渦、表面圧力変動、空音力強度、乱流境界層、円柱渦、剥離制御、等方性乱流、摩擦抵抗低減、小型超音速風洞、および強制磁気再結合。, The following topics are discussed: channel flow transition, three dimensional instability, impinging free shear layer instability, rotating Goertler flow, e(exp N) method, yawed cylinder boundary layer, laminar-turbulent transition, rotating disk flow, cross flow vortex, absolute instability, compressive streamwise vortex, supersonic shear layer, shock-boundary layer interaction, supersonic boundary layer, scaled supersonic experimental airplane, internal vortical structure, secondary vortex, surface pressure fluctuation, acoustic intensity, turbulent boundary layer flow, columnar vortex, control of separation, isotropic turbulence, friction drag reduction, supersonic wind tunnel, and forced magnetic reconnection., 資料番号: AA0001960000, レポート番号: NAL SP-43

航空宇宙技術研究所 7-9 Oct. 1998 (23th). 24-26 Mar. 1999 (24th) 東京 日本, National Aerospace Laboratory 7-9 Oct. 1998 (23th). 24-26 Mar. 1999 (24th) Tokyo Japan, e(exp N)法に基づく境界層の遷移予測システムを開発する目的で、サリーコードにより求められたいくつかの数値結果を詳細に調べた。実験結果との比較から、サリーコードは定量的な使用には適用できないことがわかった。, In order to develop a prediction system of boundary-layer transition based on e(exp N) method, some numerical results obtained by Sally-code are investigated in detail. By comparison with an experimental result, it is found that the Sally-code could not be applied for quantitative use., 資料番号: AA0001960015, レポート番号: NAL SP-43

航空宇宙技術研究所 24-26 Jun. 1998 東京 日本, National Aerospace Laboratory 24-26 Jun. 1998 Tokyo Japan, e(exp N)法に基づく層流-乱流遷移予測システムを開発する目的で、NASAが開発したSallyコードを詳細に検討した。このコードは様々な形の問題に使用できるが、数値的精度はあまり保証していないことが判った。, In order to develop a prediction system of laminar-turbulent transition based on e(exp N) method, the Sally code, which was developed by NASA, is investigated in detail. It is found that, although this code can be used for the objects with variety shapes, the accuracy of numerical results are unfavorable., 資料番号: AA0001958042, レポート番号: NAL SP-41