並列タイトル等NEW Aerodynamic Information Obtained from the Solution of the Inverse Problem for Aerofoils
タイトル（掲載誌）航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-1172
一般注記通常,翼型に関する順問題解法と逆問題解法の使い道は正反対である。すなわち順問題の解法が,形状が与えられた翼型の周りの流れを求めるのに対し,逆問題解法は,与えられた流れを実現する翼型形状を求める。本稿では,翼型周りの実在流に関する理解と,それを解析する順問題解法に関する理解とを深めるために,逆問題の解法が応用される。ポテンシャル流れを仮定した逆問題の解法に対して,風洞実験によって得られた翼型周りの流れと入力すると,出力される翼型は元々の翼型よりもやや厚くなり,後縁が開くことが示された。このことは実際の翼型周りの流れに発生する境界層に原因がある。二つの翼型(風洞実験に使われた翼型と逆問題解法で得られた翼型)の厚みの差を,境界層の排除厚と比較すると,両者は一致するとは言い難いが,その大きさの程度は等しいことがわかった。従って,ポテンシャル流れによる解析の補正法としてしばしば用いられる,排除厚を用いた翼型厚みの修正という方法の妥当さの程度が明らかになった。レイノルズ数Re=1.0×10(exp 5)の翼型周りの流れから逆問題の解法で得られた翼型を順問題解法に入力すると,元の流れにきわめて近い流れが求まり,逆問題解法の正確さが確認された。しかし,より高いレイノルズ数流れに対しては,本逆問題解法は収束解を与えなかった。入力した翼型周りの圧力分布に局所的な不連続がある場合,収束した形状のその部分を調べると,翼型座標とその一階の微係数には目立った変化が無いにもかかわらず二階の微係数に不連続が見つけられ,二階の微係数（すなわち曲率半径）の局所的変化が圧力の変化の原因となることがわかった。
Direct and inverse problem solutions for an aerofoil are used for contrastive purposes，i. e.，direct problems analyse flow around an aerofoil whose shape is prescribed，whereas inverse problems determine the aerofoil shape which realizes prescribed (and usually，idealized) flow conditions around it. In the present study，the solution of the inverse problem is applied differently because the flow input was measured in a wind tunnel experiment rather than being idealized. lnvestigation of the resultant aerofoil shape provided useful information on the real viscous flow characteristics around the aerofoil as well as on the feature of direct problem solution method to analyse it. The aerofoil shape from the inverse probrem solution was found to be thicker than that of the one installed in the wind tunnel，w ith its trailing edge open. This difference is due to the boundary layer around the wind tunnel aerofoil，since inviscid flow was assumed in the computation and the actual fluid in the wind tunnel was viscous. The additional thickness of the converged aerofoil is of the same order as the displacement thickness of the boundary layer; hence demonstrating the reliability of the popular approach to incorporate viscous effects into the inviscid analysis by solving the direct problem for an aerofoil with its shape modified by adding the displacement thickness of the boundary layer to the original shape. Inviscid flow analysis around the output shape showed that the applied inverse problem solution was quite accurate when the Reynolds number was 1.0 X 10(exp 5). At a higher Reynolds number，the solution did not converge into an aerofoi1. The origin of the locally irregular pressure distribution，which was genarated on an apparently smooth aerofoil surface，was determined to be an irregularity in the second derivative of the surface coordinates.
資料番号: NALTR1172000
レポート番号: NAL TR-1172
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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