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南半球環状モードの極向き遷移過程について, NCEP/NCAR再解析データを用いて統計解析を行った。特に擾乱がもたらす運動量フラックス偏差がどのように遷移過程を押し進めるかを調べた。本研究の特徴の1つは, 擾乱がもたらす強制力の東西非対称性に着目したことである。また長周期擾乱と短周期擾乱では遷移過程における役割が異なることを示した点も重要である。極向き遷移過程の初期においては, 長周期擾乱である東西波長7000kmの準定常ロスビー波が重要な役割を果たす。準定常ロスビー波は中央および東太平洋上で赤道方向に散逸することにより, 極ジェット気流の東への伸張と亜熱帯ジェット気流からの分離を強制する。この時, 準定常ロスビー波が散逸する経度帯を限定しているのは極ジェット気流に伴う導波管である。準定常ロスビー波は遷移の前半期間で役割を終えるが, 短周期擾乱の働きは後半期間において重要になる。極向き遷移過程の後半期間では, 短周期擾乱のもたらす極向き運動量フラックス偏差が極ジェット気流を高緯度に移動させるように働く。インド洋上には短周期擾乱パケットが通過するシグナルが見られ, 特に大きな極向き運動量フラックス偏差をもたらす。, The poleward transitional process of the Southern Hemisphere Annular Mode are Studied, based onNCEP/NCAR daily reanalysis data for the period 1979-1999. The effects of low-frequency eddies precedethose of high-frequency eddies in driving the transitional events. The low-frequency eddies are regardedas quasi-stationary Rossby waves propagating along the polar jet, with wavelengths of 7000 km. Thewaves dissipate equatorward over the central and eastern Pacific Ocean, while they originally come fromthe Indian Ocean through the waveguide associated with the polar jet. This anomalous equatorwarddissipation of wave activity induces an anomalous poleward momentum flux, which is responsible forchanges in the polar jet over the Pacific Ocean during the beginning stage. After the initial stage, momentum forcing anomalies due to the high-frequency eddies rapidly appear. This forcing continuesto drive the core of the polar jet poleward, while the low-frequency eddies have completed their role ofinducing the anomalous poleward momentum flux during the earlier stage.

南半球環状モードの赤道向き遷移過程を調べた。遷移過程の前半期間にはオーストラリアの南で正高度偏差が発達する。これはその地点でのブロッキング高気圧の発生と関係する。この正高度偏差からは東向きに太平洋を東西に横断する東西波長約7000㎞の準定常ロスビー波が発せられる。準定常ロスビ一波が形成, 砕波されるに従い南極上空の渦位の絶対値が下がり, 赤道向き偏差がおきる。, Equatorward transition processes of the Southern Annular Mode are examined. Positive height anomalies appear south of Australia at the first half period of the transition events. They are associated with large incidence of blocking anticyclone at there for then. They emit new quasi-stationary Rossby wave trains, whose wavelength are about 7000 km, eastward across the Pacific Ocean. Absolute values of potential vorticity above Antarctica are decrease and the equatorward transition processes are carried out as these Rossby wave trains growth and break.

冬季南半球対流圏での卓越した季節内変動であるzonal flow vacillationの極向き遷移過程を調べた。極向きの遷移は, 極ジェットの出口が極側へと曲がることで始まり, 続いて極ジェット全体が高緯度に移ることによりおきる事がわかった。擾乱による強制力を調べると, 長周期擾乱と短周期擾乱が異なる役割を果たすことが示された。長周期擾乱は, 遷移の初期に太平洋で極ジェットの出口を極向きに曲げる。その後, 短周期擾乱は, 東半球で極ジェット全体を高緯度に移動させ、さらに極ジェットの変動を維持する。, The poleward transition process in the Southern Hemisphere zonal mean zonal wind vacillation is studied.The zonal flow vacillation means north/south shifts of the polar jet.The poleward transition tends to begin with the poleward deflection of the polar jet on its exit region, forced by low-frequency transients.After that, high-frequency transients drive the poleward moving of the polar jet over the Indian ocean, and reinforce the zonal wind anomalies.

27-28 Sept. 1999 (25th). 27-28 Mar. 2000 (26th), CFD(数値流体力学)手法を用いて自然層流翼に適用することを意図したNALのSST(超音速輸送機)計画に関連して境界層遷移計測を実施した。実験の目的は最先端的な境界層遷移に関するデータベースを構築して翼上の遷移点予測の参考とし、また高度な計測技術を確立して航空機の飛行試験に適用することにある。本論文では、代表的な2つの予備実験の結果を報告した。ひとつはビーチクラフト機を使った飛行試験で、低乱流環境下における遷移過程を把握し、飛行試験の諸課題を明らかにするために実施した。Tollmien-Schlichting波が前縁近傍領域で検出され、スペクトルの振幅分布がSALLY(3次元層流境界層安定性解析)コードを使った数値予測値と非常によく一致したことから、風洞内で行う遷移計測が好結果を得ることが分かった。もうひとつは、超音速風洞内においてSST実験機の半裁模型に対して行った計測である。設計点、すなわち、迎角α=2.7度の時のマッハ数M=2では、層流状態は少なくともX/C=0.5に耐えることが分かった。自然層流翼はSST実験機の飛行試験で実現すると期待されている。, Boundary-layer transition measurements have been conducted associated with the NAL SST (Supersonic Transport) project, which is designed to apply natural laminar flow wing using CFD (Computational Fluid Dynamics) technique. The purpose of experiments is to construct the database on boundary-layer transition most advanced which will be referred to predict the transition point on the wings, and to establish high quality measurement techniques, which will be applied to the flight test of the airplane. In this paper, the results of two typical preliminary experiments are introduced. One is flight tests using Beachcraft airplane, which are performed to grasp the transition process under low disturbance environment and to clarify the problems of flight test. Transition measurement as conducted in wind-tunnel was found to be successful, because Tollmien-Schlichting wave is detected at the region near the leading edge, and its amplitude distribution of the spectrum is in very good agreement with the numerical prediction by SALLY (3D laminar boundary layer stability analysis)-code. Another is the measurement on a half-model of SST experimental airplane in a supersonic wind tunnel. At the design point, i.e. Mach number M = 2 at an angle of attack alpha = 2.7 deg, it is found that the laminar state sustained at least to X/C = 0.5. Natural laminar flow wing is expected to realize on the flight test of SST experimental airplane., 資料番号: AA0028636001, レポート番号: NAL SP-47

27-28 Sept. 1999 (25th). 27-28 Mar. 2000 (26th), スモーク可視化手法を使って変形過程における渦輪の構造を検討した。高速ビデオカメラを用いて渦輪軸に対して垂直な断面の流れ模様の写真を連続的に撮影した。コンピュータグラフィックス手法を使ってこれらの写真を構成して渦輪の立体画像を得た。渦輪発生直後、立体画像はドーナツ状の形状を現した。渦輪が下流に移動するにつれて立体画像の表面に規則的に円周方向の変形が現れ、立体画像は多角形に成長した。立体画像の円周面内周部の変形は表面外周部の変形よりも大きい。最終段階、すなわち渦輪の崩壊直前では、一対の環が渦輪の渦核を取り巻くように見える。一対の環は渦核とは結合しない。一対の環は遠心力不安定のため発生した小さな一対の渦輪で構成されている。, The structure of a vortex ring in deformation process was investigated by means of smoke visualization technique. The photographs of the flow pattern of a section perpendicular to the axis of a vortex ring were taken continuously with a high-speed video camera. The solid picture of a vortex ring was obtained by constructing these photographs with a computer graphics tool. Just after generating a vortex ring, the solid picture displayed a shape like the doughnut. The circumferential distortion appeared regularly on the surface of a solid picture as the vortex ring traveled downstream and the solid picture grew into the polygon. The distortion of the inner side on the circumferential surface of the solid picture was larger than that of the outer side on the surface. At final stage, i.e., just before collapse of the vortex ring, it seemed that a pair of rings might enclose the vortex core of vortex ring. These pairs of rings were not combined with the vortex core. The pair of rings may be constructed of a small pair of vortex ring, which are generated due to the centrifugal instability., 資料番号: AA0028636010, レポート番号: NAL SP-47

27-28 Sept. 1999 (25th). 27-28 Mar. 2000 (26th), 並列スーパコンピュータを用いた直接シミュレーションにより壁乱流の遷移領域における遷移機構を解析し、渦構造を可視化した。基本流に小撹乱を加えた初期流れ場を使ってシミュレーションを開始した。閾値よりも小さな撹乱振幅を与えてシミュレーションを開始すると、周知のTollmien-Schlichting(TS)波不安定性が遷移を誘導する。この場合には、非線形機構により誘導されたΛ渦が出現し、T-S波上に高低構造が生成することを実験で観察した。閾値よりも大きな撹乱振幅を与えて開始した場合には、流れ方向の渦の過渡的成長が優勢となった。その後に、流れ方向の増幅渦は非線形機構により3次元渦へと崩壊する。, The transition mechanism was analyzed and the vortical structure in the transition regions of wall turbulence directly simulated on a parallel-super computer was visualized. The simulation started with an initial flow given as the basic flow plus small disturbances. When the simulation starts with smaller disturbance amplitude than the threshold value, the transition is induced by the well-known Tollmien-Schlichting wave instability. In this case, Lambda vortices induced by the nonlinear mechanism appear and produce peak-valley structures on the Tollmien-Schlichting wave, which have been observed in the experiments. On the other case starting with large disturbance amplitude than the threshold value, transient growth of streamwise vortices becomes to be dominant. Then, the amplified streamwise vortices collapse to three-dimensional vortices by the nonlinear mechanism., 資料番号: AA0028636006, レポート番号: NAL SP-47

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, 線形安定性理論を用いずに、剪断層の不安定性を予測する試みを行った。剪断層から分離した渦への変換過程を、2次元渦度輸送方程式を解くことによって模擬した。渦度場と速度場の相互作用のくわしい調査の結果、渦度勾配と速度ベクトルの内積の形で表されるパラメータにより、流れ場の不安定性が概算できることがわかった。このパラメータを遷移制御に用いる際の可能性についても示した。, An attempt to predict an instability of shear-layer without using linear stability theory is performed. The transformation process from a shear-layer to separated vortices is simulated by solving two dimensional vorticity-transport equations. As a result of a detailed investigation on the interaction of vorticity field with velocity field, it is suggested that a parameter associated with the inner product of vorticity gradient and velocity vector can be used to estimate the instability of flow field. A feasibility of this parameter when it is used for transition control is also shown., 資料番号: AA0001960014, レポート番号: NAL SP-43

航空宇宙技術研究所 26-28 Mar. 1997 東京 日本, National Aerospace Laboratory 26-28 Mar. 1997 Tokyo Japan, 平板境界層における自然遷移を1.2〜6.6%の主流乱れを用いて実験的に検討した。流れの可視化において、平板上のスロットを通して注入したスモークにより境界層内に流れ方向のストリークが不規則に出現したが、T-S(Tollmien-Schlichting)型撹乱は出現しなかった。スパン方向に波状振動するストリークの数波長分が乱流斑点の中に崩壊してゆくと考察した。このような遷移過程は少なくとも本実験範囲内の主流乱流水準では支配的であったが、主流乱れ強さが2.2%以下では時々Λ形状の構造が現れ、乱流斑点の中で崩壊する。速度変動のスパン方向2点相関により、スモーク可視化により得たのと同様のスパン方向波長を持つ高および低主流流速の縦方向ストリークを確認した。広がりのあるスパン波長はTu=1.2%において流れ方向位置にはほとんど変わらないが、Tu=6.6%においては下流方向に増加した。これらの結果から、縦方向ストリークと、振動撹乱との引き続き起こる相互作用は自然遷移では重要な役割を果たしていると結論した。, Natural transition in a flat plate boundary layer has been experimentally investigated with 1.2 percent to 6.6 percent free stream turbulence. In flow visualizations, with smoke induced through a slit on the plate, streamwise streaks randomly appear in the boundary layer while T-S (Tollmien-Schlichting) type disturbances are not observed. A few wavelengths of spanwise wavy motion of the streaks seem to precede breakdown into turbulent spots. This process is predominant at least within the present experimental range of free stream turbulence levels, although at free stream turbulence levels below 2.2 percent capital lambda shaped structures sometimes appear and breakdown into turbulent spots. Spanwise two-point correlation of velocity fluctuation confirms longitudinal streaks of high and low streamwise velocity with a spanwise wavelength similar to that obtained from the smoke visualization. The dimensional spanwise wavelength is almost independent of streamwise position at Tu = 1.2 percent, while it increases downstream at Tu = 6.6 percent. These results lead to the conclusion that the longitudinal streaks and their sequential interaction with temporal disturbances play important roles in natural transition., 資料番号: AA0001320002, レポート番号: NAL SP-36

28-29 Sep. 1995 (17th). 28-29 Mar. 1996 (18th), 測定胴中に熱成層発生機を持つ風洞の中で実現した、階段状温度分布を有する強安定成層混合層における内部重力波の構造について実験的研究を行った。混合層で発達する速度および温度の変動を熱線温度流速計で測定した。これらの変動のスペクトル成分は3波共鳴条件を満たし、速度および温度変動の垂直成分間の位相差は下流領域で-π/2に近づいた。この結果、内部重力波は混合層の中で自然発生することが分かった。また、熱成層発生機の直後に直径10μmの加熱線を設けて小さな熱的擾乱を与え、内部重力波の遷移過程を制御することも試みた。スペクトル成分のエネルギー密度レベルは混合層で下流方向に急激に増加し、内部重力波の遷移過程の制御が本法により可能であることを確認した。, Structure of internal gravity wave was experimentally studied in a strongly stably-stratified mixing layer with stepwise temperature distribution realized in a wind tunnel with a thermal stratification generator in its settling chamber. Velocity and temperature fluctuations developed in the mixing layer were measured by a hotwire thermo-anemometer. Spectral components of these fluctuations satisfied the requirement for three-wave resonant interaction and the phase difference between the vertical component of the velocity fluctuation and the temperature fluctuation approached -pi/2 in the downstream region. These facts show that internal gravity waves are spontaneously generated in the mixing layer. It was also attempted to control the transition process of the internal gravity wave by giving a small thermal disturbance by installing a heated wire of 10 micrometer in diameter just behind the thermal stratification generator. The energy density levels of the spectral components increased downstream more rapidly in the mixing layer, which confirms the possibility of controlling the transition process of the internal gravity wave by the present method., 資料番号: AA0000867021, レポート番号: NAL SP-33

航空宇宙技術研究所 Sep. 1994 (15th). Mar. 1995 (16th) 東京 日本, National Aerospace Laboratory Sep. 1994 (15th). Mar. 1995 (16th) Tokyo Japan, 横流れの支配的な境界層を制御するために、排除体を伴った偏揺れ平板より成る実験モデルを設計し、遷移過程を詳細に測定した。結果は、偏揺れ平板について測定した後退翼境界層流と極めて良く似た複雑な流れ構造を示した。静的横流れ渦、1次非定常横流れの不安定性、高周波2次モードなども測定した。これらの結果より、新しく設計した実験モデルは、後退翼とほぼ同様の横流れ不安定場を与えることができると言える。将来、偏揺れ平板境界層に分配吸入を適用する事で、横流れの不安定場の制御が達成できると思われる。, In order to control crossflow dominant boundary layers, experimental model, which is composed from yawed flat plate with displacement body, is designed and transition process is measured in detail. Results showed that complicated flow structure which is quite similar to that of swept wing boundary layer flow is measured on the yawed flat plate. Stationary crossflow vortices, primary unsteady crossflow instability, high frequency secondary mode are also measured. From these results, it can be said that newly designed experimental model provides almost same crossflow instability field as a swept wing. Control of crossflow instability field will be performed in the future by applying distributed suction on a yawed flat plate boundary layer., 資料番号: AA0000109001, レポート番号: NAL SP-28

1mの曲率半径をもつ凹面壁に沿う馬蹄形渦の崩壊過程をスモークワイヤ法で可視化した。実験は、気流速度1.6m/s,ゲルトラーパラメタ約40の条件の下で行われた。渦の挙動は、スモークワイヤ法にストロボビジョンスコープを組み合せて捕捉した。また、平均速度、乱れ強さおよび速度勾配も計測し、渦の挙動をこれらの量の分布と比較した。, The breakdown process of the horseshoe-type vortices along a concave wall in radius of 1 m was visualized using smoke-wire method. The experiments were carried out under airflow velocity of 1.6 m/s and Goertler parameter of about 40. The behaviour of the vortices was taken using new moving smoke-wire method with Strobo vision scope. Furthermore, the mean velocity, turbulent intensity and velocity gradient were also measured, and these distributions were compared with the behaviour of the vortices., 資料番号: AA0004172013, レポート番号: NAL SP-25

低速風洞縮流胴に沿った境界層の遷移過程を可視化および熱線計測などにより実験的に研究した。縮流胴境界層の遷移過程は次のように幾つかの素過程に分けられる。レイノルズ数が低い場合、凹面領域にはゲルトラー不安定により、流れ方向に軸を持ち対になって回転する縦渦列が発生する。層流境界層はその縦渦列によって歪められて変曲点を持ち、2次不安定によって乱流へと遷移する。しかし、下流の凸面領域に至ると主流の加速によって境界層は再層流化され、縮流胴出口まで層流状態が維持される。レイノルズ数が高い場合、縮流胴入口における初期境界層はすでに乱流状態にあり、凹面領域を通過する間に境界層厚さはさらに増加するが、その下流の凸面領域では一旦層流化する。しかし、縮流胴出口付近において乱流斑点が自然発生することにより、境界層は再遷移する。測定部の主流流速を増加すると乱流斑点が発生する位置は上流側のより加速された領域へと移動する。乱流斑点は加速流中でも下流に向かって成長するので、レイノルズ数が高い場合には測定部の境界層が乱流になるのは避けられない。, The transition process of boundary layers on a low-speed wind-tunnel contraction wall was experimentally investigated using flow visualizations and hot-wire/hot-film measurements. The process has several classifications depending on the Reynolds number. For the low Reynolds number, a row of counter-rotating longitudinal vortex pairs is generated by the Gortler instability on the concave wall. The velocity profile of the laminar boundary layer distorted by the Gortler vortices has inflection points, and eventually the secondary high-shear-layer instability causes high-frequency velocity fluctuations. These growing disturbances lead the boundary layer to a turbulent state within the concave region of the contraction. However, the resultant turbulent boundary layer is laminarized by acceleration of the mean flow in the convex region free from centrifugal instability. For the higher Reynolds number, the initial boundary layer flow was already turbulent at the entrance of the contraction. The boundary-layer thickness increases downstream within the concave region. On the convex wall the turbulent boundary layer is laminarized; however, re-transition occurred with the naturally occurring turbulent spots under a favorable pressure gradient. With an increase in the mean velocity in the test section, the location of occurrence of spots moves forward into a more accelerated region. As the turbulent spots grow downstream even in the accelerated flow, the formation of a turbulent boundary layer is unavoidable on the test section wall at the higher Reynolds number., 資料番号: AA0046106000, レポート番号: NAL TR-1462

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, 最近の線形理論は、付着線上の流れに比較して極低レイノルズ数時に流れが不安定になる領域では多重不安定性が共存することを示している。不安定性が臨界レイノルズ数の低下に特に作用する現象を明らかにするため、付着線近傍の境界層不安定性に焦点を当てて実験的な検討を行った。これらの実験結果を理論計算と比較した。, The latest linear theory shows that multiple instabilities co-exist in the region, where the flow becomes unstable at very low Reynolds number compared to that on the attachment line. An experimental investigation has been done focusing boundary-layer instability near the attachment line to clarify the phenomena, especially on which instability devotes to the drop of the critical Reynolds number. These experimental results are compared with the calculations done by the theory., 資料番号: AA0028637009, レポート番号: NAL SP-48T

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, 3次元境界層の遷移過程を把握するためSIMPLE法を用いて片揺れ円筒周辺の数値シミュレーションを行った。先ず、既報研究で使用した速度による定常条件を評価し、次いで、非定常条件についても評価した。定常条件に対しては一般化座標で、また非定常条件に対しては円筒座標で非圧縮性ナビエ・ストークス方程式を用いた。定常条件の場合には、レイノルズ数220,000の30m/secの主流速度および半円筒型の格子サイズ200×100×60の条件を用いた。TDMA(時分割多元接続)を用いて有限差分方程式を解いた。円筒表面近傍の速度場を検討し、代表的な境界層分布を得た。非定常条件の場合の評価については、円筒型座標形内のナビエ・ストークス方程式に2次差分スキームを適用した場合には、収束結果を得なかった。座標項に対して3次風上スキーム、ならびに拡散項に対して4次中心差分スキームを適用して収束結果を得た。, The numerical simulation around a yawed circular cylinder was carried out using SIMPLE (Semi-Implicit Method for Pressure-Linked Equation) method in order to understand the transition process of three-dimensional boundary layers. First, the steady conditions with velocity used in the previous reports were evaluated, and then unsteady conditions ware also evaluated. The incompressible Navier-Stokes equation was used in generalized coordinate for steady conditions as well as in cylindrical coordinate for unsteady conditions. The conditions of free stream velocity of 30 m/sec with Reynolds number 220,000 and grid size of 200 x 100 x 60 for a half cylinder were used for case of the steady condition. TDMA (Time Division Multiple Access) was used for solving finite difference equations. Velocity field near surface of circular cylinder was investigated, and the typical profile of boundary layer was obtained. For the evaluation of the case of unsteady conditions, when the second order difference scheme was applied to Navier-Stokes equation in cylindrical coordinate form, no convergence results were obtained. The convergence results were obtained by applying the third order upwind scheme for coordinate term, and the fourth order central difference scheme for diffusive term., 資料番号: AA0028637010, レポート番号: NAL SP-48T

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, 局所化した撹乱により起こる回転円板流中の3次元境界層の層流から乱流への遷移過程を実験的に検討した。熱線解析の結果は、点撹乱が乱流パッチに発達することを示した。くさび領域内で伝播する乱流パッチは、いわゆる直交流と流線曲率モードで構成される2種の進行波を伴う。乱流領域の平面形態の配置は三日月状でBlasius境界層における矢じり形乱流斑点とは異なる。, A laminar to turbulent transition process of a three-dimensional boundary layer in rotating-disk flow initiated by localized disturbances was experimentally investigated. The hot-wire analyses showed that the point disturbance develops into a turbulent patch. The turbulent patch propagating in the wedge region is accompanied by the two families of traveling waves, which consist of the so-called cross-flow and streamline-curvature modes. The configuration in the plane view of the turbulence region is a crescent, which is different from an arrowhead-shaped turbulent spot in a Blasius boundary layer., 資料番号: AA0028637007, レポート番号: NAL SP-48T

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, 弱波束と乱流斑点に随行する斜行T-S(Tollmien-Schlichting)波束および乱流斑点周辺の斜行T-S波を、一種の境界層と見なされる放射状薄液膜流れを用いて検討した。斜行波束はパルス状噴流吹き出しにより作り出し、高速写真撮影により観察した。弱波束と斑点背後の斜行T-S波の流れ方向位相速度が2次元T-S波の位相速度にほぼ同一である間は、乱流くさび周辺の速度は2次元T-S波の位相速度の約1.5倍であった。, Oblique T-S (Tollmien-Schlichting) wave packets trailing a weak wave packet and a turbulent spot and oblique T-S waves around a turbulent spot were investigated using a radial thin liquid-film flow, which was regarded as a kind of boundary layer. They were produced by a pulse-like jet injection and observed by high-speed photography. While the streamwise phase velocity of oblique T-S waves behind the weak wave packet and the spot were almost identical to the phase velocity of two-dimensional T-S wave, that around the turbulent wedge was approximately 1.5 times of the phase velocity of 2D T-S wave., 資料番号: AA0028637006, レポート番号: NAL SP-48T