第9回宇宙科学奨励賞 受賞記念講演

2017年3月9日

火星大気風洞および関連計測技術の開発と低レイノルズ数領域における圧縮性効果の解明
安養寺正之
九州大学大学大学院
総合理工学研究院

火星の大気構造

大気成分

平均温度

音速

大気密度

二酸化炭素 (95.32%)
窒素 (2.7%)
アルゴン(1.6%) …

~210 k (-63 ℃)

220 (m/s)~0.020 (kg/m3)（地球上の約1/100)

希薄だが大気を利用することで飛行探査が可能

火星で飛行探査のメリットとは？
周回衛星
Mars Odyssey(launched 2001)

着陸機
Phoenix Lander (2007)

ローバー

Mars Exploration Rover(2003-2004)• 軌道上から広範囲観測 • 着陸地点もしくは数km程度の範囲で詳細な科学観測が可能• 数百km以上の長距離や鉛直方向の観測ができない• 解像度に課題

航空機探査
探査範囲と観測分解能のトレードオフを解決
l 地形に左右されない
l 航続距離分(〜百km程度)の探査領域
l 低高度から高解像度なデータ取得が可能

飛行探査で期待される観測オリンポス山の火口550550km km

残留磁場の観測

直径550 km, 標高27 km

マリネリス峡谷の断面

長さ4000 km, 深さ7 km

飛行探査により広範囲で高解像度なデータ取得が期待

揚力確保と翼の性能予測が難しい
低Re数流れ（Re = O(104)）の揚力特性

揚力係数CLl 流線型より板を少し曲げた方が大幅に高い揚力を確保できる
l 翼の前後を逆につけると揚力が向上する

独特の空力的な振る舞い
Re = 20,000(E. V. Laitone, Exp. Fluids,1996)

迎角実験データが欠如した未知の気流領域
既存の翼型空力データベース
低Re数で圧縮性効果が生じる

マッハ数, M

火星探査航空機のAirplane
飛行領域
Mars Mars
Airplane（一般的な低速風洞では実現不可の領域）

NASAJAXA

Re
レイノルズ数数, Re

M. Drela, J. Aircraft (1992)

火星大気飛行を模擬できる“風洞”が存在しない火星飛行を模擬する火星大気風洞を開発
超音速エジェクター駆動方式

ノズル(スロート径1 mm)

高圧ガス

火星大気風洞東北大学 流体科学研究所

エジェクター

測定部に流れを誘起吸い込み式風洞

高圧ガス
エジェクター
整流部

縮流部

測定部

拡大部

混合部

拡大部

減圧環境下で一般的なファン駆動では到達し得ない高速気流領域を実現

Re数、M数、比熱比の効果を独立して検証可能に

Mach Number

火星大気風洞の作動範囲

0.2

0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
03
100.3

0.4

Air Mode
CO2 Mode
1 kPa
10 kPa60 kPa4510100.5
0.6 Number
0.7
Reynolds

106

CO2駆動システム
貯気槽

液化炭酸ガス

火星大気主成分である炭酸ガスでの駆動も可能

Supply Pressure, MPa
Re = O(104)でM = 0.85に達し、火星大気飛行が模擬可能

空力計測用として世界的にも類のない独創的な風洞を開発

明らかにした低Re数領域の圧縮性効果
揚力特性に対する圧縮性効果

揚力係数CLRe = 11,000

翼型形状：NACA0012-34

M数(飛行速度)を増加すると高迎角で急激に揚力が低下する
空力設計上、重要な現象を捉えた！
なぜ揚力が低下するのか？
翼周りの流れがどう影響？
迎角圧力分布から流れ場を予測する
翼上面の圧力分布と流れ場
剥離点

圧力係数, Cp

遷移点

再付着点

剥離泡

(Ryan Gerakopulos, et al., AIAA Paper, 2010)

x/c

圧力分布の特徴から剥離泡の挙動(剥離、遷移、再付着)が分かる
圧力分布を計測できるツールが欲しい減圧環境下での感圧塗料計測技術の開発
感圧塗料による平板翼面上の圧力分布

基本原理

光センサ
励起

発光色素

O2

バインダ
Model

NACA0012-34模型
感圧塗料

n 火星大気風洞における種々の圧力の校正方法を独自に確立
n 平板翼を使った試験データの積み上げで信頼性を確保

10050

圧縮性効果による揚力低下メカニズムを解明
感圧塗料による圧力分布計測から解析した翼面上の流れ場
NACA0012-34 (Re = 11,000, a = 10 deg)
M = 0.48

M = 0.20
剥離遷移

再付着

剥離遷移

M = 0.61
再付着

剥離

遷移

圧縮性効果は剥離せん断層を安定化させる働きがある
再付着が遅れることで高亜音速域では翼面上で再付着できなくなる

上面で剥離泡を維持できないため揚力を失ってしまう火星探査航空機の主翼開発

“石井翼型”を主翼設計の切り口に！
n ハンドランチグライダー機の翼を参考
飛行Re数が火星飛行機の巡行Re数と同程度
n フリーフライト世界記録保持者であった石井 満氏が設計した石井翼が高性能として知られていた

目的：高い性能を引き出す翼形状メカニズムの抽出

石井翼型

Ishii airfoil
NACA0012

ハンドランチグライダー

下面に特徴的な凹み（アンダーキャンバー）火星飛行の成立性を高める優れた揚抗性能
揚抗特性
Re = 23,000

石井翼型

揚抗比(揚力/抗力)

SD7003(上面)ー石井翼型（下面）SD7003SD7003

イリノイ大学で考案された
低Re数領域の高性能翼型

石井翼型

a迎角
[deg]

下面形状だけでなく上面形状も性能向上に寄与

実験ー計算両面から空力・流れ場の詳細を解明
a = 3 deg

圧力分布の実験−計算比較

剥離点

風洞試験 (火星大気風洞)
数値計算-2

後縁剥離剥離-1.5

遷移-1Cpa = 6 deg
再付着点
剥離点

再付着-0.5

剥離泡の形成0

a = 9 deg

0.5
1

剥離点
00.2

0.4

0.6
x/c

0.8

1

前縁失速

上面の剥離泡の形成とアンダーキャンバーが性能向上に重要

空力性能向上を目指した設計指針の獲得
異なる形状で性能比較-2

Ishii Airfoil

Cp

キャンバー

NACA0012

圧力分布比較a = 6 deg

ISHII airfoil-1.5

NACA0012-1

NACA0002

-0.5
00.5

NACA0002

100.20.4x/c
上面に厚みを増してより流れを加速して上面の負圧を稼ぐより薄くすることで抵抗低減し、下面での正圧を稼ぐ

0.60.81

本研究成果のまとめ
n 火星大気飛行を模擬可能な火星大気風洞を開発
n 低Re数領域の圧縮性効果とそのメカニズムを解明
空力設計及び飛行シーケンスを考える上で、重要な空力特性

n 主翼候補の石井翼型の空力特性の詳細を解明
n 低Re数翼型の高性能化に向けた設計指針を獲得

別の形で知見が応用されようとしている
次世代の高速鉄道（Hyperloop社）
減圧されたガイドチューブ内を高速で浮上走行する（設計上、低Re数領域の圧縮性効果が重要）Space X CEO
イーロン・マスク

謝辞
n 本研究は多くの方々のお力添えによって得られたものです．様々な議論を通して、一緒に研究を前に進めることができたことは皆様のお陰であり、本当に幸せなことと感じております．本研究に直接的にお力添え頂いた方々のお名前を下記に挙げて、心からの感謝の意を表します．
浅井圭介先生（東北大） 永井大樹先生（東北大） 沼田大樹先生（東海大）
藤井考藏先生（東京理科大） 大山聖先生（JAXA/ISAS）
野々村拓先生（東北大） 青野光先生（東京理科大）岡本正人先生（金沢工大） 石井満様（やまめ工房）
火星探査航空機ワーキンググループメンバーの皆様
火星大気風洞の開発に関わった東北大学の学生の皆様
ISAS藤井・大山研の皆様
特に学生時代よりご指導頂いている浅井先生、永井先生、JAXA研究員時代の指導教官である藤井先生、火星探査航空機の開発に向けてリーダーとして牽引され、本賞に推薦してくださった大山先生に厚くお礼申し上げます．

n 宇宙科学振興会の皆様、並びに本賞選考委員の皆様に心から感謝申し上げます．