研究者詳細 - 河内　俊憲

MISC - 河内　俊憲

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高レイノルズ数空力を支える流体計測とデータ駆動型解析の試み招待

河内俊憲

第488回航空懇談会 2023年9月

航空機の設計・開発を支える先進流体計測とデータ駆動型解析招待

河内俊憲

2022年度日本冷凍空調学会年次大会 2022年9月

Reθ=14,000の超音速風洞壁に発達する乱流境界層の平均速度計測—Mean Velocity Measurements of Turbulent Boundary Layer at Reθ=14,000 Developed on a Supersonic Wind Tunnel Wall

貝原, 涼弥, 黒瀬, 章弘, 河内, 俊憲, KAIHARA, Ryoya, KUROSE, Akihiro, KOCHI, Tosinori

宇宙航空研究開発機構特別資料: 第53回流体力学講演会/第39回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings of the 53rd Fluid Dynamics Conference / the 39th Aerospace Numerical Simulation Symposium JAXA-SP-21-008 141 - 147 2022年2月

記述言語：日本語出版者・発行元：宇宙航空研究開発機構(JAXA)

第53回流体力学講演会/第39回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム (2021年6月30日-7月2日. 日本航空宇宙学会 : 宇宙航空研究開発機構(JAXA)オンライン会議)
Proceedings of the 53rd Fluid Dynamics Conference / the 39th Aerospace Numerical Simulation Symposium (June 30 - July 2, 2021. The Japan Society for Aeronautical and Space Sciences : Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA), Online meeting)
We constructed a suction-type supersonic wind tunnel to obtain accurate and high-spatial resolution data, mainly velocity data hopefully including wall shear stress, of shock-wave boundary layer interaction (SWBLI) at a high-Reynolds number condition. The wind tunnel had 50 mm-width and height at the exit of the nozzle, and the length of the test section was 800 mm. The nozzle designed Mach number was 2. One of the walls of the test section was diverging by 0.8 deg to cancel the displacement of the developing boundary layer on the wall. To confirm whether the wind tunnel is suitable for the SWBLI experiments at a high-Reynolds number condition, we measured the velocity data in the boundary layer at 697-mm downstream from the nozzle exit by using the Pitot pressure measurement and evaluated Reynolds number based on the momentum thickness and freestream value. The Reynolds number was about 14,000, which barely reached our target value. However, the velocity data near the wall has the problem, and we need to improve in the future.
形態: 図版あり
Physical characteristics: Original contains illustrations
資料番号: AA2130027011
レポート番号: JAXA-SP-21-008

機械学習を用いた2次元バフェットにおける衝撃波位置の追跡と圧力伝播速度の位相平均値の算出

菊池翼, 福本翔太, 田中健人, 竹内孔一, 河内俊憲

流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM) 54th-40th 2022年

ラバルノズルを用いない主流乱れを導入した超音速風洞

清水崇史, 福田光一, 田中健人, 鈴木博貴, 河内俊憲

流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM) 54th-40th 2022年

Re_θ=14,000の数超音速風洞壁に発達する乱流境界層のPIV計測

貝原涼弥, 田中健人, 鈴木博貴, 河内俊憲

流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM) 54th-40th 2022年

二次元遷音速風洞におけるCRM後退翼のデュアルレイヤー断層シュリーレン/非定常感圧塗料を用いた三断面同時可視化

河内俊憲, 福本翔太, 杉岡洋介, 小池俊輔

流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM) 54th-40th 2022年

一様等方性乱流との干渉による球面衝撃波面の歪みの評価

渡邉大成, 田中健人, 鈴木博貴, 河内俊憲

流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM) 54th-40th 2022年

後退翼バフェットに関するデュアルレイヤー断層シュリーレンと非定常感圧塗料の同時計測データの動的モード分解

福本翔太, 河内俊憲, 杉岡洋介, 小池俊輔

飛行機シンポジウム講演集(CD-ROM) 60th 2022年

再突入カプセルの電磁流体制御に対する壁面の導通の影響に関する3 次元流体解析—Three-Dimensional Fluid Analysis on the Effect of Wall Conduction on MHD Flow Control for Re Entry Capsules

中村, 洸太, 永田, 靖典, 山田, 和彦, 河内, 俊憲, NAKAMURA, Kota, NAGATA, Yasunori, YAMADA, Kazuhiko, KOCHI, Toshinori

令和3年度宇宙航行の力学シンポジウム = Symposium on Flight Mechanics and Astrodynamics: 2021 2021年12月

Side-Wall Effects on the Global Stability of Swept and Unswept Supercritical Wings at Buffet Conditions

SANSICA Andrea, HASHIMOTO Atsushi, KOIKE Shunsuke, KOCHI Toshinori

宇宙航空研究開発機構特別資料: 流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2020オンライン論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings of Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2020 Online JAXA-SP-20-008 ( 20 ) 109 - 118 2021年2月

記述言語：英語出版者・発行元：Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)

Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2020 Online (September 28-30, 2020. The Japan Society for Aeronautical and Space Sciences : Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA), Online meeting)A fully three-dimensional (3D) RANS-based global stability analysis is performed on wings in the presence of side-walls to study the complex interaction between buffet shock-oscillations, buffet cells and corner separations. A validation of both the nonlinear and linear stability analysis solvers is given for a two-dimensional (2D) incompressible laminar cylinder and for turbulent transonic buffet on a 2D OAT15A airfoil. The numerical setup is based on the experiments conducted at JAXA 0.8 m × 0.45 m high Reynolds number transonic wind tunnel on a 2D Common Research Model (CRM) profile. The CRM profile is extruded in the spanwise direction and flash mounted on lateral walls at its extremities. An unswept and a swept configuration at sweep angle of 10 deg are considered. The effect of the angle of attack (AoA) is studied for both configurations by selecting AoA = 4 and 7 deg. The RANS solutions are compared against the experimental oil-flow visualizations. Despite some differences in terms of size of the corner separation and shock locations, the main flow features are captured. For the unswept case, the results show that the separation in the middle wing section and corners increases with the AoA. Since the flow slows down near the side-walls, the shock is weakened and moves upstream towards the leading edge. When a sweep angle is applied, the flow is distorted by a crossflow velocity component that causes the corner separations to increase or decrease depending on the boundary-layer thickness of the secondary flow created in the wing spanwise direction. Linear global stability calculations carried out on the unswept wing at the lowest AoA show the presence of a 2D oscillatory mode at St approx. = 0.06 that is spatially localized on the shock. Another unstable mode at higher frequencies (St approx. = 0.1) is located near the corner separations and perturbation packets travel downstream along the shear-layer. For the highest AoA, the 2D mode no longer exists and two 3D modes at higher frequencies appear (St approx. = 0.07 and St approx. = 0.2). These modes are organized in spanwise perturbation wavepackets generated from the corner separation and convected downstream towards the wing middle section. In the separated region in the wing mid-section, the perturbations travel upstream from the trailing-edge towards the shock. Future investigations will focus on the effect of the sweep angle and detection of buffet cells.Physical characteristics: Original contains color illustrations

二次元遷音速風洞におけるCRM後退翼の高速度断層シュリーレン計測

河内俊憲, 大寺健吾, 福本翔太, 杉岡洋介, 小池俊輔

流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM) 53rd-39th 2021年

動的モード分解を用いた二次元翼バフェットの主要モードの抽出

福本翔太, 河内俊憲, 大寺健吾, 杉岡洋介

流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM) 53rd-39th ( 3 ) 82 - 92 2021年

二次元遷音速風洞におけるCRM後退翼の非定常感圧塗料計測

杉岡洋介, 小池俊輔, 河内俊憲

流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM) 53rd-39th 2021年

スクラムジェットエンジンに直接取り付けたカメラを用いた燃焼現象の可視化

細谷昌平, 永田靖典, 河内俊憲, 竹腰正雄, 高橋政浩, 富岡定毅

宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM) 65th 2021年

二次元後退翼バフェットの断層シュリーレンによる二断面同時可視化

大寺健吾, 河内俊憲, 福本翔太, 杉岡洋介, 小池俊輔

飛行機シンポジウム講演集(CD-ROM) 59th 2021年

Laser Speckle Velocimetryを用いた超音速噴射流れ場の乱流統計量算出

中川貴裕, 丸山裕也, 河内俊憲

宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM) 65th 2021年

断層シュリーレン法とシュリーレン法の同時計測による超音速乱流境界層の大規模構造移流速度の計測

岩知道将輝, 河内俊憲, 柳瀬眞一郎, 中西優介

中国四国支部総会・講演会講演論文集 2021.59 07b1 2021年

超音速噴射流れ場に対する主流乱れの影響の実験的調査

丸山裕也, 河内俊憲, 中川貴裕, 青木礼

宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM) 65th 2021年

機械工学年鑑2020 第7章流体工学 7.1 圧縮性流れ

河内俊憲

2020年7月

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