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会議発表論文 / Conference Paper(1) |
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2015-03-26 |
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タイトル |
逆問題解法を用いた超音速旅客機の主翼設計 3 |
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言語 |
jpn |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
SST |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
超音速輸送 |
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Other |
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主題 |
逆問題解法 |
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Other |
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主題 |
空力設計 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
翼胴結合 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
ナビエ・ストークス方程式 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
圧力分布 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
エンジンナセル |
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Other |
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主題 |
NLF翼 |
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Other |
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主題 |
自然層流翼 |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
SST |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
supersonic transport |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
inverse method |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
aerodynamic design |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
wing fuselage configuration |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
Navier Stokes equation |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
pressure distribution |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
engine nacelle |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
NLF wing |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
natural laminar flow wing |
| 資源タイプ |
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資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_5794 |
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資源タイプ |
conference paper |
| その他のタイトル（英） |
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その他のタイトル |
Design of optimized aerodynamic shape of a wing for a SST in Navier-Stokes flows |
| 著者 |
松島, 紀佐
岩宮, 敏幸
真保, 雄一
吉田, 憲司
張, 婉秋
Matsushima, Kisa
Iwamiya, Toshiyuki
Shinbo, Yuichi
Yoshida, Kenji
Zhang, Wanqiu
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富士通 宇宙システム部 |
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航空宇宙技術研究所 |
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航空宇宙技術研究所 |
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航空宇宙技術研究所 |
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航空宇宙技術研究所 |
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en |
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Fujitsu Ltd Space Systems Department |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory |
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National Aerospace Laboratory |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory |
| 出版者 |
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出版者 |
航空宇宙技術研究所 |
| 出版者（英） |
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出版者 |
National Aerospace Laboratory (NAL) |
| 書誌情報 |
航空宇宙技術研究所特別資料
en : Special Publication of National Aerospace Laboratory
巻 44,
p. 229-234,
発行日 1999-12
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| 会議概要（会議名, 開催地, 会期, 主催者等） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
航空宇宙技術研究所 16-18 Jun. 1999 東京 日本 |
| 会議概要（会議名, 開催地, 会期, 主催者等）（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
National Aerospace Laboratory 16-18 Jun. 1999 Tokyo Japan |
| 抄録 |
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内容記述タイプ |
Abstract |
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内容記述 |
NALのSSTのための主翼の空力的形状を超音速逆問題解法で設計した。本法では主翼の形状を扱うことができる。翼の全スパン位置で、与えられた圧力分布をもつ翼断面を設計する。設計システムは最近開発された逆問題ソルバとナビエ・ストークス(N-S)シミュレーションコードからなり、設計手順は反復的残差修正の考えに基づく。任意の基本形状を逆問題ソルバとN-Sシミュレーションを交互に行いながら順次修正する。逆問題ソルバは現在翼について幾何学的修正を与える。N-Sシミュレーションは、いま修正された翼面の圧力分布を計算する。残差は、目標と現在の圧力分布との間の差として定義する。この手順は修正した翼の形状が目標としている特定圧力分布に収束するまで実施する。SST翼について、設計目標は速度M(sub ∞)=2.0においてNLF(自然層流)になることである。現在の設計方法により、2つの試みを行った。第1の試みは翼-胴結合でのNLF翼の設計である。第1の設計は従来の線形理論による設計よりは良好であった。もう1つの設計はエンジンナセル付きの翼-胴結合についてNLF翼を設計することである。第2の試みに関して、本法がエンジンナセルによって強い影響を受ける主翼の設計に適用可能な方法であるというフィジビリティを確認した。 |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
The aerodynamic shape of a wing for the NAL-SST is being designed by a supersonic inverse method. This method can handle the shape of a wing. It designs the section geometry at every span station of a wing which realizes the prescribed target pressure distribution. The design system consists of a newly developed inverse problem solver and a Navier-Stokes (N-S) simulation code. The design procedure is based on the iterative residual correction concept. An arbitrary baseline shape is successively modified as the process of the inverse problem solver and N-S simulation is iterated. The inverse problem solver determines the geometrical correction value for the current wing to be updated. The N-S simulation calculates the pressure distribution along the updated current wing surface. The residual is defined as the difference between the target and current pressure distributions. The process is iterated until the pressure distribution of the modified wing geometry converges to a specified target pressure distribution. For the SST wing, the design target is a NLF (Natural Laminar Flow) wing at the speed of M (sub infinity) = 2.0. By means of the present design method, two challenges are taking place. The first challenge is the design of an NLF-wing for a wing-fuselage configuration. The first design has attained the better design result than the result by the traditional linear theory. The other one is the design of an NLF-wing for a wing-fuselage with engine-nacelle configuration. For the second challenge, the feasibility has been confirmed that the method can be applied to the design of the wing which is being strongly influenced by the engine-nacelle. |
| ISSN |
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収録物識別子タイプ |
ISSN |
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収録物識別子 |
0289-260X |
| 書誌レコードID |
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収録物識別子タイプ |
NCID |
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収録物識別子 |
AN10097345 |
| 資料番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
資料番号: AA0001961035 |
| レポート番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
レポート番号: NAL SP-44 |
nalsp0044035.pdf (594.3 kB)
