並列タイトル等超音速機翼の遷音速巡航性能改善のためのフラップ角度の最適化
タイトル（掲載誌）航空宇宙技術研究所特別資料 = Special Publication of National Aerospace Laboratory
一般注記出版タイプ： NA
航空宇宙技術研究所 7-9 Jun. 2000 東京 日本
National Aerospace Laboratory 7-9 Jun. 2000 Tokyo Japan
超音速機の遷音速巡航での性能改善をするために、主翼フラップ角度の最適化を検討した。検討は、数値計算で行い、計算コードは、3次元非構造オイラーコードおよび離散型随伴コードを使用した。フラップは、主翼前縁に5分割、後縁に5分割、合計10分割を対象とし、これらフラップの角度を設計変数として計算した。この設計過程において、楕円方程式法を内側計算格子の調整に適用した。内側格子の感度は計算効率には考慮していなかった。また、この設計問題に対して、近似傾斜評価法の妥当性も検証され、翼面に衝撃波が存在しない場合の前縁フラップ設計に適用可能であることが判明した。BFGS(Broydon-Fletcher-Goldfarb-Shanno)手法を揚力および主翼上面マッハ数を一定とした場合、空力抵抗を最小にするために使用した。ここでは、設計例として、前縁フラップ単独作動および前後縁フラップ同時作動の2例を検証した。結果として、後者の方が、約2カウント小さい空力抵抗値を示した。ここに、設計手法の妥当性と有効性を確認した。
Wing flap deflection angles of a supersonic transport are optimized to improve the transonic cruise performance. For this end, a numerical optimization method is adopted using a three-dimensional unstructured Euler code and a discrete adjoint code. Deflection angles of ten flaps, five for leading edges and five for trailing edges, are employed as design variables. The elliptic equation method is adopted for the interior grid modification during the design process. Interior grid sensitivities are neglected for efficiency. Also tested is the validity of the approximate gradient evaluation method for the present design problem and found that it is applicable for leading edge flap design in cases of no shock waves on the wing surface. The BFGS (Broydon-Fletcher-Goldfarb-Shanno) method is used to minimize the drag with constraints on the lift and upper surface Mach numbers. Two design examples are conducted, one is the leading edge flap design, and the other is the simultaneous design of leading edge and trailing edge flaps. The latter gave a smaller drag than the former by about two counts. Successful design results confirm the validity and efficiency of the present design method.
資料番号: AA0028635048
レポート番号: NAL SP-46
連携機関・データベース国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース（IRDB）（機関リポジトリ）
提供元機関・データベース宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ