要約のみTohoku University河合宗司課

安田 英将

Tohoku University博士（工学）博士学位論文 (Thesis(doctor))要約のみthesi

安田, 英将

Tohoku University Repository (TOUR) / 東北大学機関リポジトリ

航空機飛行性CbA(Certification by Analysis)に向けたCFD解析技術の研究著者 安田 英将学位授与機関 Tohoku UniversityURL http://hdl.handle.net/10097/00137555論文内容要約  航空機の耐空証明を取得するためには、運用範囲を示すフライトエンベロープの全域で認証項目の要求を満足することを示す必要がある。機体の空力特性が関係する飛行性の認証項目については基本的に実機飛行試験により実証するため、膨大なコストと時間、リスクが伴う。これらを削減するため、近年 Computational Fluid Dynamics (CFD)解析により飛行性認証基準に対する適合性を証明する、飛行性Certification by Analysis(CbA)が注目されている。飛行試験を代替する CFD 解析にはフライトエンベロープ全域において飛行試験と同等の精度で空力特性を推算できることが求められる。これに対し、現在広く用いられている Reynolds Averaged Navier-Stokes(RANS)ベースの解析手法は巡航付近以外の領域で解析精度が不足し、適用範囲が限定されている。したがって、飛行性CbAの実現には、CFD解析精度を向上し適用範囲を拡大する必要がある。本論文は、フライトエンベロープ上でのCFD 解析適用範囲を拡大するための解析精度向上を目的として、RANS 解析結果におけるばらつき削減と高忠実非定常流体解析手法の適用条件について論じたものであり、全編6章からなる。  第 1 章は序論であり、本研究の背景、目的および構成をまとめている。CFD 解析により耐空証明における飛行性認証に必要な飛行試験を代替する飛行性 CbA の実現は、認証のコスト、時間、リスクの削減のために期待されている。近年、航空機設計においては CFD 解析の適用が進んでおり、機体形状の最適化などに用いられている。飛行性CbAにおいて飛行試験を代替するためには、CFD解析には飛行試験と同等の精度で空力特性を予測することが求められる。しかしながら、現状ではフライトエンベロープ全域において機体の空力特性を予測するためには解析精度が不足しており適用範囲が限定されている。したがって、飛行性 CbA の実現のためには、フライトエンベロープ全域に CFD 解析の適用範囲を拡大することが必要である。ここで、適用範囲の拡大のためには次の二つの解決方針が考えられる。一つ目は、解析手法や解析格子などに起因する解析結果のばらつきを飛行性CbAで要求されるレベルまで削減することである。これは、剥離が少なくRANS解析で空力特性の定量評価が可能と予想される領域において、RANS解析の適用範囲を拡大するために有効であると考えられる。二つ目は、剥離や非定常性が強い流れ場などRANS解析による精度確保が難しい領域において、高忠実非定常解析手法の適用により解析精度を向上することである。本研究では、フライトエンベロープの低速離着陸条件、遷音速巡航条件および遷音速高揚力飛行条件の3つの領域に分けてCFD解析の精度向上のための手法を検討している。           やす だ ひで まさ 氏 名          安 田 英 将  研究科，専攻の名称 東北大学大学院工学研究科（博士課程）航空宇宙工学専攻 学 位 論 文 題 目          航空機飛行性CbA(Certification by Analysis)に向けたCFD解析技術           の研究 論 文 審 査 委 員          主査 東北大学教授 河合 宗司 東北大学教授 大林 茂              東北大学教授 永井 大樹 東北大学准教授 久谷 雄一  低速離着陸条件では、RANS定常解析において主翼での剥離が少ないリフトカーブの線形域において空力係数のばらつきが大きいことが課題となっている。2022年に実施されたAIAA the 4th High-lift Prediction Workshop (HLPW-4)におけるNASA High-lift Common Research Model (CRM-HL)に対するRANS定常解析結果においては解析格子による主翼外翼部での剥離への影響の可能性が指摘されているものの、解析格子が異なる結果は解析手法も異なるため解析格子の影響は明らかになっていない。したがって、本研究において単一の解析ツールにより複数種の解析格子による解析を実施し、解析格子による流れ場への影響を明らかにするとともに、流れ場のばらつきを削減するための格子解像度ガイドラインを提案する。遷音速巡航条件においては、これまで複数のCFD ワークショップにおいてRANS定常解析結果のばらつきについては議論されているものの、航空機の空力特性を評価するためのパラメータに関する検証が不足している。本研究では、揚力傾斜やゼロ揚力抗力、舵固定中性点について、風洞試験結果と比較することでCFD解析精度を検証する。遷音速高揚力飛行条件においては、衝撃剥離や遷音速バフェットなどが発生しRANSベース解析手法では解析精度が不足するため、解析精度の向上のためには高忠実非定常解析手法の適用が有効であると考えられる。本研究では、航空機での高レイノルズ数流れにおける実現性の観点からWall-modeled Large-eddy Simulation (WMLES)に着目し、その解析精度を保証するための適用条件を検討する。WMLESについては、これまでに非散逸スキームを用いた航空機形状解析や遷音速バフェット解析等の研究事例はあるものの、工学的に広く用いられる2次精度風上スキームによる解析精度は良く分かっていない。したがって、本研究では2次精度風上スキームを用いたWMLESの適用条件を検討する。  第2章では、本論文で用いる数値解析手法をまとめている。本研究では、複雑形状を扱い易い非構造格子を用いる点と計算の安定性の観点から、セル中心有限体積法により空間を離散化する。数値流束の評価には、亜音速から衝撃波が発生する超音速まで幅広い流れ条件に対して安定に計算できるよう風上スキームを適用する。  第3章では、RANSベース解析手法の解析精度検証と、精度向上に関する検討を行っている。ここでは、低速離着陸条件、遷音速巡航条件および遷音速高揚力飛行条件に分けて議論する。低速離着陸条件においては、RANS定常解析について解析格子による流れ場への影響を明らかにし、解析結果のばらつきを削減する手法について検討する。HLPW-4で用いられたCRM-HL形態について、6種類の解析格子を用いてマッハ数0.2でのRANS定常解析を実施し、主翼外翼部における剥離状態がスラットブラケットから発生する渦（ブラケット渦）を捉えるための空間格子解像度に依存することを明らかにする。さらに、空間格子解像度を定量的に評価する指標を導入し、ブラケット渦を捉えるために必要な格子解像度指標の条件を提案する。そして、この条件を満たすことで、外翼部の剥離状態のばらつきが削減されることを示す。次に、遷音速巡航条件においては、NASA CRM巡航形態について巡航マッハ数0.85付近での空力特性を風洞試験結果と比較し、揚力傾斜、ゼロ揚力係数および舵固定中性点について、レイノルズ数効果を含めた解析精度を検証する。このとき、風洞試験での模型支持部と主翼変形による空力特性への影響を明らかにし、これらの影響を考慮した上で結果を比較する。その結果、予測精度は揚力傾斜について約1.5%、ゼロ揚力抗力係数について約1.3%、舵固定中性点について約2.2%であることを示している。遷音速高揚力飛行条件においては、LES/RANS ハイブリッド手法である Delayed Detached Eddy Simulation (DDES)により遷音速バフェットの解析精度検証を実施する。比較する風洞試験で遷音速バフェット現象が観測されたマッハ数0.85での解析の結果、衝撃波の移動に伴う圧力変動の発生は予測できるが、衝撃剥離を過大予測し空力係数を正確に予測できていないことが示される。DDESについては様々な改良手法が提案されており、風洞試験結果と合うようチューニングできる可能性はあるものの、結果が未知の条件に対して適用することは困難であると考えられる。したがって、よりモデル化が少ない高忠実非定常解析手法による精度向上が期待される。  第 4 章では、高忠実非定常解析手法として航空機実機の高レイノルズ数流れでの実現性がある WMLES について、2 次精度風上スキームでの適用条件を検討している。まず、最も基本的な流れ場である平板乱流境界層について、平均速度やレイノルズ応力、壁面摩擦係数の解析精度を保証するための適用条件について検討する。適用条件は、平衡壁面モデルに対し LES の流れ場を取得するマッチングポイントに関する条件で、壁面モデルにおける平衡仮定とマッチングポイントにおけるエネルギー保有渦の解像を保証するものである。先行研究において提案された 6 次精度コンパクトスキームに対する適用条件をそのまま 2 次精度風上スキームに適用した場合、流れ場を正しく予測することができないことを示す。主な原因は2次精度風上スキームに含まれる散逸誤差の影響であると考えられる。格子解像度を上げることで散逸誤差の影響は小さくすることができ、速度分布を実験における対数則の不確定性幅に収まる精度で予測するためには、2 次精度風上スキームでは格子解像度を 6 次精度コンパクトスキームの約 2.3 倍以上に取れば良いことを示す。また、検討した適用条件について衝撃波－平板乱流境界層干渉流れにおいても有効性を検証し、適用条件を満たすことで平均速度やレイノルズ応力、壁面摩擦係数について6次精度コンパクトスキームと同等の結果を予測できることを示す。  第5章では、2次精度風上スキームによるWMLESの適用条件について、航空機の遷音速高揚力飛行条件での有効性を検証している。NASA CRM巡航形態において、マッハ数0.85、迎角3.82[deg]の条件でWMLESを実施する。適用条件を満たす格子と満たさない格子の2種類の解析格子を用いることで、適用条件による流れ場や空力係数への影響を調査する。その結果、適用条件を満たす格子は境界層が乱流化するのに対し、満たさない格子は境界層が乱流化せず、衝撃波上流で境界層の状態に違いが見られることを示す。また、空力係数については、適用条件を満たす格子は風洞試験結果と概ね一致する縦三分力を予測できるのに対し、適用条件を満たしていない格子ではピッチングモーメント係数を過小評価する。これは、主翼の衝撃波が風洞試験に比べて後退し、モーメント中心後方で負圧が増加するためである。したがって、適用条件は航空機の遷音速高揚力飛行条件においても有効であり、空力特性の正確な予測のために必要であることが示される。  第6章は結論である。航空機飛行性CbAに向けてフライトエンベロープにおけるCFD解析の適用範囲を拡大するため、低速離着陸条件、遷音速巡航条件、および遷音速高揚力飛行条件において解析精度の検証と解析精度向上手法の検討を行った。低速離着陸条件では、航空機高揚力形態のRANS定常解析について、外翼部の剥離状態がスラットブラケット渦を捉えるための空間格子解像度に依存していることを明らかにし、空間格子解像度の条件を設定することにより解析結果のばらつきを削減した。遷音速巡航条件においては、比較する風洞試験での模型支持部や主翼変形を考慮すれば、RANS定常解析により揚力傾斜、ゼロ揚力抗力係数および舵固定中性点は風洞試験結果に対して約2.2%以下の精度で推算できることを示した。遷音速高揚力飛行条件においては、高忠実非定常解析手法の適用により解析精度を向上するため、WMLESの適用条件について検討した。2次精度風上スキームを用いたWMLESにおいては、6次精度コンパクトスキームに比べて格子解像度を各方向約2.3倍以上とすることで散逸誤差の影響を抑え、平板乱流境界層では6次精度コンパクトスキームと同等の結果を得られることを示した。さらに適用条件は、衝撃波－平板乱流境界層干渉流れおよび航空機形状の遷音速高揚力飛行条件において検証し、解析精度を保証するために有効であることが示された。 

航空機飛行性CbA(Certification by Analysis)に向けたCFD解析技術の研究

https://tohoku.repo.nii.ac.jp/?action=repository_action_common_download&item_id=140176&item_no=1&attribute_id=18&file_no=1

航空機飛行性CbA(Certification by Analysis)に向けたCFD解析技術の研究

Abstract

Similar works

Full text

Available Versions

Tohoku University Repository (TOUR) / 東北大学機関リポジトリ