WEKO3
アイテム
A Method for Predicting Unsteady Aerodynamic Forces on Oscillating Wings with Thickness in Transonic Flow Near Mach Number 1 /PartⅠ. Two-Dimensional Theory, PartⅡ. Rectangular Wings
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/44616
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/44616be9b7f42-3f35-4216-b444-14f1ef9e230f
| 名前 / ファイル | ライセンス | アクション |
|---|---|---|
naltr0368t.pdf (2.2 MB)
|
|
| Item type | テクニカルレポート / Technical Report(1) | |||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 公開日 | 2015-03-26 | |||||||||
| タイトル | ||||||||||
| タイトル | A Method for Predicting Unsteady Aerodynamic Forces on Oscillating Wings with Thickness in Transonic Flow Near Mach Number 1 /PartⅠ. Two-Dimensional Theory, PartⅡ. Rectangular Wings | |||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 言語 | ||||||||||
| 言語 | eng | |||||||||
| 資源タイプ | ||||||||||
| 資源タイプ識別子 | http://purl.org/coar/resource_type/c_18gh | |||||||||
| 資源タイプ | technical report | |||||||||
| 著者 |
磯貝, 紘二
× 磯貝, 紘二
× ISOGAI, Koji
|
|||||||||
| 著者所属 | ||||||||||
| 航空宇宙技術研究所機体第一部 | ||||||||||
| 著者所属（英） | ||||||||||
| en | ||||||||||
| First Airframe Division, National Aerospace Laboratory(NAL) | ||||||||||
| 出版者 | ||||||||||
| 出版者 | 航空宇宙技術研究所 | |||||||||
| 出版者（英） | ||||||||||
| 出版者 | National Aerospace Laboratory(NAL) | |||||||||
| 書誌情報 |
en : Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-368T 巻 368T, p. 34, 発行日 1974-06 |
|||||||||
| 抄録 | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Abstract | |||||||||
| 内容記述 | PartⅠ：マッハ数が1あるいは1に極く近い遷音速流中で,微小調和振動している2次元円弧翼に働く,空力荷重を予知するための近似理論が与えられている。その基本的な考え方は,擾乱速度ポテンシャルの非定常成分に関する線型変数係数の偏微分方程式を,″局所線型化法″と類似の考え方を用いて,空力荷重分布を未知関数とする近似的な積分方程式に変換することである。その積分方程式の解法について述べ,それの数値解法に適した形も導かれている。例として,マッハ数1の流れ中で振動している円弧翼に働く非定常空気力(空力荷重分布,揚力およびモーメント)が,種種の翼厚比について計算され,″音速理論″による結果と比較された。その結果,通常,フラッタの起り易い無次元振動数(k)の範囲(k=0～0.2)で,空気力に与える翼厚の影響が非常に大きいことが明らかにされた。又,この方法によって予知された空気力を,アスベクト比の大きい矩形翼のフラッタ計算に応用したところ,翼厚比をいろいろ変えて行った実験によるフラッタ速度と,よく一致する結果が得られた。PartⅡ：マッハ数が1あるいは1に極く近い遷音速流中で，微小振動している（円弧翼型を持った）矩形翼に働く，空力荷重を予知するための近似理論が与えられている。この理論が適用出来る無次元振動数の範囲に制限はない。微小擾乱速度ポテンシャルの非定常成分に関する線形変数係数の偏微分方程式が，PartⅠで用いられたのと同じ考え方に従って，近似的に解かれる。空力荷重分布を未知関数とする積分方程式が導かれ，それの数値解法に適した形が，核関数の数値計算に適した形とともに与えられている。矩形翼に働く定常および非定常の空気力（空力荷重分布，揚力およびモーメント）が，種種のアスペクト比および種種の翼厚比について計算され，従来の理論による結果および実験による結果と比較された。その結果，例えば，定常の空気力については，アスペクト比又は翼厚比を増すと風圧中心が後縁の方向に移動するという。（低アスペクト比翼について）実験的に観察されている現象が，本理論によって正確に予知されることが示された。又，非定常問題に関しては，翼厚比が空気力，特に，ピッチングモーメントに対して（その絶対値および変位に対する位相角の両方に関して）無次元振動数の広い範囲にわたって，大きな影響を与えることが明らかにされた。 | |||||||||
| 抄録（英） | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||
| 内容記述 | PartⅠ:An approximate method for predicting aerodynamic loadings on circular-arc airfoils oscillating in two-dimensional transonic flow at Mach number 1 or very near 1 is presented. Employing an idea analogous to the local linearization concept, a linear partial differential equation with variable coefficients for an unsteady small disturbance velocity potential is transformed into an approximate integral equation, which relates an unknown load disturbution to a normalwash condition. A method for solving the integral equation is discussed and its working form is given together with appropriate forms of the kernel functions for numerical evaluation. Aerodynamic forces on circular-arc airfoils oscillating at Math number 1 are calculated for several values of thickness to chord ratio and compared with those predicted by the sonic theory. A considerable effect of the airfoil thickness on both the magnitudes and phase angles of the aerodynamic forces is found, especially in the reduced frequency range from 0 to 0.2, where flutter usually occurs. Aerodynamic forces predicted by the present method are applied to a flutter calculation of a rectangular wing, and the effects of airfoil thickness on the flutter speed, which were observed in the experiment, are well predicted by the present method. PartⅡ:An approximate method for predicting aerodynamic loading on rectangular wings with circular-arc sections oscillating in transonic flow at Mach number 1 or very near 1 is presented. No assumption is made as to the range of the reduced frequency for which the present theory is valid. The same idea as that employed in PartⅠ(two-dimensional theory) is also employed for solving approximately a linear partial differential equation with variable coefficients for a small disturbance velocity potencial. An integral equation relating unknown load distribution to normalwash condition is derived and its working form is given together with appropriate forms of the kernel functions for numerical evaluation. The steady and unsteady aerodynamic loadings on a rectangular wing are calculated for various values of aspect ratio and airfoil thickness ratio, being compared with those predicted by the existing theories and experimental results. In the steady loading problem, the rearward movement of the center-of-pressure with the increase of the airfoil thickness or aspect ratio, which is observed in the experiment for low-aspect-ratio wings, is accurately predicted by the present theory. As to the unsteady problem, it is disclosed that the large effect of airfoil thickness on the pitching moment exists both in amplitude and phase angle for a wide range of the reduced frequency. | |||||||||
| ISSN | ||||||||||
| 収録物識別子タイプ | ISSN | |||||||||
| 収録物識別子 | 0389-4010 | |||||||||
| 資料番号 | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||
| 内容記述 | 資料番号: NALTR0368T000 | |||||||||
| レポート番号 | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||
| 内容記述 | レポート番号: NAL TR-368T | |||||||||
