First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 143 First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 2015/7/3 TAS MEGG3D 格子による解析 M = 0.847, α = M

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まなひろもり
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First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 143 First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 2015/7/3 TAS MEGG3D 格子による解析 M = 0.847, α = -0.62 M = 0.847, α = 2.47 M = 0.847, α = 2.94 M = 0.

1 First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 143 First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 2015/7/3 TAS MEGG3D 格子による解析 M = 0.847, α = M = 0.847, α = 2.47 M = 0.847, α = 2.94 M = 0.847, α = 3.55 M = 0.847, α = 4.65 M = 0.847, α = 5.72 伊藤靖, 村山光宏, 山本一臣 (JAXA 航空技術部門 ) 田中健太郎 ( 菱友システムズ ) 概要背景 AIAA Drag Prediction Workshop (DPW) への参加経験 4 th DPW 格子生成ガイドライン目的数値解析 : TAS UPACSでのQCRの影響を紹介格子生成 : MEGG3D 解析結果課題 1-1: 風洞試験で計測された変形形状を反映した解析課題 1-2: 迎角 2.94 での格子収束性まとめ

2 144 宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP AIAA DPW への参加 AIAA DPW での役割発表者 ( 第 2 回以降 ) 格子提供 ( 第 3 回以降 ) マルチブロック構造格子 (Gridgen) 非構造格子 (MEGG3D) Committee member ( 第 4 回以降 ; 村山 ) 成果遷音速流れにおける解析コードの検証 (TAS UPACS) 翼胴結合部の剥離流れを捉えるためにはレイノルズ応力の非等方性を考慮した乱流モデルを適用する必要性を示した格子の質格子点数が計算結果に及ぼす影響の確認新たな格子生成法提案のための着想を得た 4 th DPW 格子生成ガイドライン (2008 年 11 月 ) 等方的な非構造格子では厳格に従うのが非常に難しかった格子セル数点数の指定表面での格子幅 : Medium 格子主翼尾翼に対して前縁後縁でのコード方向の格子幅 : 0.1%c local 翼根翼端でのスパン方向の格子幅 : 0.1%l local 後縁に入れる要素数の指定 (Coarse 格子で8 以上 ) 空間での最少格子幅は y+ を基準に決められているので流速が変われば格子生成し直した方がよい Coarse: y+ ~ 1.0 Medium: y+ ~ 2/3 Fine: y+ ~ 4/9 Extra-fine: y+ ~ 8/27 MEGG3D 新機能を用いて新格子を作ることとしたバージョン3: Coarse (4.9M), Medium (11.2M), Fine (35.6M) 相反する要求非常に粗くそれなりの格子でまとめるのが大変前縁部解像度衝撃波位置解像度空間解像度主翼後縁で高アスペクト比の要素を作る必要性

3 First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 145 目的 AIAA DPW 参加を通して得られた知識を APC に還元する解析ソルバー : TAS Code 乱流モデル : SA-noft2-R (C rot = 1)-QCR2000 Spalart の非等方性構成関係 (Quadratic Constitutive Relation) を考慮した SA モデル MEGG3D 非構造格子の提供バージョン 3: 新格子バージョン 2: DPW4 で提供した格子 ( フォーマット変換済み ) 流体解析 : TAS & UPACS 格子タイプは異なるが同様の計算手法を用いる粘性項 : 空間 2 次精度時間積分 : Gauss-Seidel タイプの陰解法 APC-1 課題に対しては TAS を使用山本らの論文を元にした SA モデル QCR on/off 効果の紹介では UPACS を使用 TAS UPACS 格子タイプ非構造格子マルチブロック構造格子離散化セル節点有限体積法セル中心有限体積法流束評価 HLLEW 2 nd -order with Venkatakrishnan s limiter Roe 2 nd -order with Van Albada s limiter 時間積分 LU-Symmetric Gauss-Seidel Matrix-Free Gauss-Seidel 乱流モデル SA-noft2-R (C rot = 1)-QCR2000 SA-noft2-R (C rot = 1)-QCR2000

146 宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP-15-005 Spalart の簡易的非線形モデル渦粘性近似が適用できない 2 次流れを伴うダクト流を扱うために

Heat and Fluid Flow, 21, 252-263, 2000) O ik k U i i U U U n m n [ O τ O τ ] τ τ c + ij = ij

3 1 nl jk ik 遷音速流れ翼胴形態に適用山本ら, 翼胴結合部における境界層剥離への乱流モデルの影響, 第 24 回数値流体力学シンポジウム, 2010 Yamamoto et al.

4 146 宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP Spalart の簡易的非線形モデル渦粘性近似が適用できない 2 次流れを伴うダクト流を扱うために非等方性構成関係を考慮 (P.R. Spalart, Int. J. Heat and Fluid Flow, 21, , 2000) O ik k U i i U U U n m n [ O τ O τ ] τ τ c + ij = ij nl1 k m ik τ ij : Reynolds stress given by linear models jk, c = nl jk ik 遷音速流れ翼胴形態に適用山本ら, 翼胴結合部における境界層剥離への乱流モデルの影響, 第 24 回数値流体力学シンポジウム, 2010 Yamamoto et al., AIAA Paper 次流れとマッハ数分布 (CRM) SA SA with QCR マルチブロック構造格子 + UPACS α = 3, M = 0.85, Re = 5M 主翼根 50% 断面ダクト流れ同様にレイノルズ応力の非等方性から 2 次流れが発生し角部の境界層が薄くなる Yamamoto et al., AIAA Paper

5 First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 147 表面摩擦係数分布とその差 SA SA with QCR α = 3 M = 0.85 Re = 5M (SA with QCR) (SA) Yamamoto et al., AIAA Paper 翼胴結合部と衝撃波位置で局所的な違いがみられる大迎角時には翼胴結合部での剥離の大きさの違いに発展表面摩擦係数分布とオイルフロー SA SA with QCR α = 4 M = 0.85 Re = 5M 山本ら, 翼胴結合部における境界層剥離への乱流モデルの影響, 第 24 回数値流体力学シンポジウム, 2010

6 148 宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP 水平尾翼に対する翼胴結合部剥離の影響高迎角でのピッチングモーメントの変化は翼胴接合部の剥離によって水平尾翼の吹き下ろしが変化することが原因翼胴結合部での剥離剥離が小さい場合剥離が大きい場合 α = 4 M = 0.85 Re = 5M 空間全圧分布 Yamamoto et al., AIAA Paper MEGG3D 改良点 (1) Suppressed Marching Direction Method 提案翼胴結合部での要素形状を改善し格子密度制御を容易にした Ito et al., AIAA J, 51(6) , 2013, DOI: /1.J 翼胴結合部後縁周り SMDA 翼胴結合部後縁周り断面従来法

First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 149

対象形状に小さな変化が生じた際変化が生じた部分だけ要素を作成し直し簡単に新たな格子を再生成可能とした

2-0.4-4 -2 0 2 4 6 8 10 12 α [deg] C m Cm - α 0.25 0.

2-4 -2 0 2 4 6 8 10 12 α [deg] C L 1 0.8 0.6 0.4 0.

7 First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 149 MEGG3D 改良点 (2) Automatic Local Remeshing Method 提案対象形状に小さな変化が生じた際変化が生じた部分だけ要素を作成し直し簡単に新たな格子を再生成可能とした Ito et al., AIAA J, 47(5): , 2009, DOI: / CRM 尾翼あり格子から尾翼を取り除く際に利用空間解像度が不足気味のため提供は今回見送った元形状候補形状 A 候補形状 B Medium 格子 C L 課題 1-1: 風洞試験で計測された変形形状を反映した解析 CL - α α [deg] C m Cm - α α [deg] C L CL - CD 実験値とCFD 結果を比較すると低迎角時のC L, C D の不一致 C M のほぼ一様なシフト支持装置の影響か? C D

150 宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP-15-005 表面 Cp 分布とオイルフロー高迎角時でも翼胴結合部における剥離は適度に保たれていると思われる Spalartの非等方性構成関係を考慮したSAモデルの効果 α = 3.55 α = 4.65 α = 5.72 課題 1-2: 迎角 2.94 での格子収束性 0.0315 0.

5E-05 3.0E-05 3.5E-05 0.506 0.504 C L 実験値 : 0.508794 CFD 収束予想値 : 0.5202 0.502 0.0E+00 5.0E-06 1.0E-05 1.5E-05 2.0E-05 2.5E-05 3.0E-05 3.5E-05 4.0E-05 C m -0.015-0.016-0.017-0.018-0.019-0.02-0.

8 150 宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP 表面 Cp 分布とオイルフロー高迎角時でも翼胴結合部における剥離は適度に保たれていると思われる Spalartの非等方性構成関係を考慮したSAモデルの効果 α = 3.55 α = 4.65 α = 5.72 課題 1-2: 迎角 2.94 での格子収束性 CD Grid Convergence C D 実験値 : CFD 収束予想値 : CL Grid Convergence C D C L ct E E E E E E E E C L 実験値 : CFD 収束予想値 : E E E E E E E E E-05 C m Cm Grid Convergence C M 実験値 : CFD 収束予想値 : E E E E E E E E E-05 格子ファクターに対して比例していない C D 収束値を求める際に C L 一定でなく α 一定とした影響格子変形したことによる影響?

First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 151 C D 0.0315 0.0314 0.0313 0.0312 CD Grid Convergence C D 実験値 : 0.028263 CFD 収束予想値 : 0.03118 1 ct. 0.0311 0.0E+00 5.0E-06 1.0E-05 1.5E-05 2.0E-05 2.

9 First Aerodynamics Prediction Challenge (APC-I) 151 C D CD Grid Convergence C D 実験値 : CFD 収束予想値 : ct E E E E E E E E-05 抵抗係数 C D は C L の関数のため解析の妥当性を考えるためにもう少し整理表面摩擦成分 C Df のみ格子によらずほぼ一定理想的な誘導抵抗分を除いた成分にほぼ比例 1.450E E-02 C Df 2.25E E-02 C D - (C L2 /(πar)) 2.23E-02 CDf 1.446E E-02 1 ct E E E+0 5.0E-6 1.0E-5 1.5E-5 2.0E-5 2.5E-5 3.0E-5 3.5E-5 4.0E-5 CD - CDi 2.22E E E E E E+0 5.0E-6 1.0E-5 1.5E-5 2.0E-5 2.5E-5 3.0E-5 3.5E-5 4.0E-5 1 ct. Cp 分布 (α = 2.94 ) -1.2 格子密度が高いほど衝撃波を鋭くとらえている外舷側ほど衝撃波位置で実験値と合わない支持装置による影響と考えられる AIAA Paper 参照 Cp Section G CFD (Coarse) CFD (Medium) CFD (Fine) Exp (Section G) x/c CFD (Coarse) CFD (Medium) CFD (Fine) Exp (Section D) Cp Section D x/c

10 152 宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP まとめ TAS Code と非構造格子生成ソフトウェア MEGG3D で作成した格子を用いて解析を行った SA 乱流モデルでは Spalart の非等方性構成関係を考慮 Suppressed marching direction method と automatic remeshing method を用いた格子生成抵抗係数表面摩擦成分は格子によらずほぼ一定理想的な誘導抵抗 C L2 /(πar) 分を除いた成分を考えればに比例 Cp 分布低迎角では衝撃波位置が外舷側ほど実験値と合わないが AIAA Paper より支持装置の影響と考えられる風洞試験の支持装置の影響を考慮すれば妥当な解析結果ではないかと考えられる

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