複数の前縁フラップの組合せによるデルタ翼空力特性の改善
石 出 忠 輝＊，髙 木 保 鑑＊＊，大 坪 咲 智＊＊，下 山 幸 治＊＊＊，大 林 茂＊＊＊

Aerodynamic Improvement of a Delta Wingby Using Combination of Leading Edge Flaps
Tadateru ISHIDE , Yasuaki TAKAGI , Sakichi OTSUBO , Koji SHIMOYAMA and Shigeru OBAYASHI
Recently, various studies of Micro Air Vehicle (MAV) and Unmanned Air Vehicle (UAV) have been reported
from wide range points of view. The aim of this study is to research the aerodynamic improvement of delta wing in lowReynolds number region to develop an applicative these air vehicles. As an attractive tool in delta wing, leading edge
flap (LEF) is employed to directly modify the strength and structure of vortices originating from the separation point
along the leading edge. Various configurations of LEF such as drooping apex flap and upward deflected flap are used in
combination to enhance the aerodynamic characteristics in the delta wing. In this study, the numerical simulations areperformed based on the model in which different shaped leading edge flaps are assembled in the delta wing at variousmounting angle. Additionally, the fluid force measurement by six component load cell and PIV analysis are performedin the wind tunnel experiments. The relations between the aerodynamic superiority and the vortex behavior around themodels are clarified.
Keywords: Delta wing, Leading edge flap, PIV analysis, Leading edge vortex, Aerodynamic characteristics

１．緒論

近年災害時における状況確認，沿岸監視，テロ現場での情報収集等を目的として，無人航空機（UAV: Uninhabited AirVehicle）や小型飛行体（MAV: Micro Air Vehicle）の研究開発が盛んに行われている 1)．一方，JAXA 宇宙科学研究所を中心として，2020 年代の打ち上げを目標とした火星探査飛行機の開発も様々な視点から精力的に進められている 2)．
これらの飛行体に共通して言えることは，レイノルズ数領域が 104～105 のオーダーとなり，低レイノルズ数領域における空力特性の改善が求められていることである 3)．このような背景下において，構造強度が高く，突風等の外乱に強いデルタ翼が，翼の平面形の候補として考えられている 4)．特に火星探査飛行機の飛行速度は，火星表面からの高度によって大きく変化し，高高度飛行の場合高マッハ数流れとなり，デルタ翼の有用性は高くなるものと考えられ
る 5)．また，欧米各国の大学，研究所及び産業界が一体となって “Second International Vortex Flow Experiment(VFE-2)”
が 2004 年から 2008 年にかけて立ち上げられ，その中でデルタ翼の空力特性改善に向けた取組みが行われてきた 6)．
低レイノルズ数領域におけるデルタ翼と矩形翼の空力特性を比較すると，デルタ翼では前縁付近で剝離したせん断層が翼上面でまき上がり大規模な渦（前縁剝離渦）を形成し，十分に発達した前縁剝離渦は渦揚力を生み出し，特に大迎角での安定性に優れていると言える 7)．一方で，この前縁剝離渦による吸引力は後ろ向き成分を持つため，大迎角時に抗力も大きくなり，揚抗比は低い値となる 8)．李家は，後退角 50°～70°のデルタ翼前縁に，種々の形状のボルテックス・フラップを下向きに折り曲げ角度を変化させて取り付け，詳細な空気力と表面圧力測定の結果，ボルテックス・フラップの有効性及び揚抗比最大を達成する形態でのフラップまわりの流れ場を明らかにしている 9),10)．さらに本論文の中で，ボルテックス・フラップの利用にあたり，必要とする迎角に応じてフラップ取り付け角度を変化させて前縁剝離渦の大きさを制御する必要性が述べられている．
また Gursul らはデルタ翼に生じる前縁剝離渦のコントロール手法について概説しており，その中で前縁フラップを上向きに取り付けると，低迎角領域において強い前縁剝離渦を誘起し大きな渦揚力を発生させると述べている 11),12)．

本研究ではこれらの研究動向を背景として，NACA0012
翼型を有する後退角 70°のデルタ翼模型前縁に上向き及び下向きの前縁フラップを組み合わせ，低迎角から大迎角に至るまでの空力特性を調査し，その有効性を論じる．また，ポストストール領域における空力特性と前縁剝離渦挙動との関連性について明らかにする．

２．実験装置
２．１

原稿受付 2020 年 3 月 31 日＊
正会員 木更津工業高等専門学校機械工学科（〒292-0041
千葉県木更津市清見台東 2-11-1）＊＊
木更津工業高等専門学校専攻科（〒292-0041 千葉県木更津市清見台東 2-11-1）＊＊＊
東北大学流体科学研究所（〒980-8577 宮城県仙台市青葉区片平 2-1-1）

風洞

本研究で使用した風洞は，測定部開放タイプのエッフェル型三次元風洞であり，テストセクション 600 mm × 600 mm，測定部長さ 1100 mm，最大風速 25 m/s，絞り比 6.25：1 である．
一様流速 U=10 m/s における一様性 1.3%，乱れ度 0.3%である．

２．２

模型

本研究で使用した模型は，翼型 NACA0012，最大翼弦長L=572 mm，幾何学的平均翼弦長 Lmean=286 mm，翼幅 400

wing root partmm，後退角 70°，アスペクト比 1.5 のデルタ翼である．模型迎角 α = 60°における模型閉塞率 20.4%である．
２．３

mid span part 1

前縁フラップ

空力特性を改善するためのデバイスとして，前縁フラップ（Leading Edge Flap : LEF）を取り付ける．LEF の平面形

mid span part 2状は，高さ 20 mm，長さがデルタ翼模型前縁長さの 1/4 の148.5 mm であり，取り付け位置を翼根部（wing root part），wing tip part

中間部 1（mid span part 1），中間部 2（mid span part 2），翼端部（wing tip part）と変化させる．また取り付け角度 θ は，フラップ面と後縁とのなす角度であり，90°，60°，30°，0°，−30°をパラメータとしている．Fig. 1 に翼根部及び中間部 1において θ=−30°，中間部 2 及び翼端部において θ=90°フラップを装着したデルタ翼模型図面及び外観を示す．本 LEFは，アルミテープ及び両面テープを用いてデルタ翼模型本体に取り付けており，デジタルアングルメータ（最小目盛0.1°）を用いて，フラップ取り付け角度を微調整する．

３．研究手順３．１

数値解析

本研究では，第 1 段階として数値解析手法を用いて，種々の前縁フラップレイアウトを有する風試模型まわりの空力Fig. 1 Experimental model（type0）特性を調査した．Table 1 に前縁フラップレイアウト一覧を示す．三次元数値解析ソフトウェアとして，SCRYU/Tetra

Table 1 Layout of LEF

V11（ソフトウェアクレイドル）を使用している．本ソフト
ウェアの数値解析手法は，SIMPLEC を用いた有限体積法

mid spanpart 1

mid spanpart 2(°)

(°)

(°)

-30-3090wing tippart(°)
90-30-303060-45-453060-15-1530604-45-30-15305-30-1530606-30-1530607-153060908-30-3030909NA306090

前節の数値解析において最大揚力係数 CLmax に着目し，100000測定対象とする前縁フラップレイアウトを選定し空気力測

11-30909090定を行った．本測定で使用したロードセルは，昭和測器製

12-45909090

ひずみゲージ式 6 分力ロードセルである．直径 125 mm，定13-60909090

格容量 1000～2000N 及び 30～65Nm であり，Fig. 3 に示す

14-60-609090であり，乱流解析手法として RANS，乱流モデルは標準 kε モデルを使用している．解析条件は U=10 m/s とし，Lmeanを代表長さとするレイノルズ数 Re =1.9×105 である．迎角 αは，α =0°から 60°まで 5°おきに解析を行った．計算領域は
翼弦方向 17.5Lmean，翼幅方向 21Lmean，高さ方向 21Lmean であり，翼面近傍の境界層内にはプリズム要素を 10 層配置し，その他の領域はテトラ，ピラミッド要素で分割している．総要素数は 32,524,368 である．Fig. 2 に LEF 近傍の計算格子を示す．本解析では SCRYU/Tetra のラッピング機能を使用し，デルタ翼本体と LEF の接合領域の格子生成を行っている．最小格子サイズは 1.78×10-3Lmean である．
３．２

空気力測定

Typewingroot part0123

ように模型支持装置下部に取り付けられている．この 6 分力ロードセルに，2 チャンネル DC ストレインアンプユニット 3 台を内蔵したデータ記録装置（オムニエース
RA2300，NEC Avio）を接続し，16 ビットデジタルデータを取得している．サンプリング周波数 1kHz，サンプリング時間 20s である．
実験条件は，前節と同様 U=10 m/s とし，Lmean を代表長

zyFig. 2 Calculation grids near LEF

Fig. 3 Fluid forces measurement system

さとする Re=1.9×105 である．模型迎角 α は，α=0°から 60°

Cylindrical Lens

CCD Camera
PC for thePIV Analysis

まで 1°おきに測定を行った．本研究では，デルタ翼に作用する正味の空気力を算出するための補正処理を行っている．
具体的には，U=10 m/s においてデルタ翼を取り外した模型支持装置単体での空気力データ及び静止流体中における迎角 α を変化させた時の模型重心移動に伴うロードセル出力変動分を，本測定データから差し引いている．
３．３

PIV 計測Wind TunnelSynchronizer

Laser Light Sheet

前節において算出される空力特性に対応する前縁剝離渦の挙動を詳細に調べるため，二次元 PIV 計測を行った．Fig.

Mirror

Double Pulse
Nd:YAG Laser

4 に PIV 計測システム概要を示す．シーディングは，ラスキンノズル形オイルミスト発生装置（FtrOMG，フローテッ

Fig. 4 PIV measurement systemクリサーチ）からの平均粒径 2~3μm の油滴トレーサをテストセクションに注入している．光源としては，波長 532nm，最大出力 125mJ ダブルパルス Nd:YAG レーザ（LS-213M,LOTIS TII Ltd.）から発生するビームをレーザミラー，シリンドリカルレンズを介して約 3 mm 厚のシート光に変換し，テストセクション上部からデルタ翼スパン方向を含む鉛直面に沿うように照射している．このように本研究における照射方向は一定であるため，模型迎角 α が変わった場合，模型から見ると計測されている断面が変化することになる．
撮影機器として有効画素数 1600(H)×1200(V)，
プログレッ
シブスキャン方式ネットワーク CCD カメラ(FtrNPC，フローテックリサーチ)にレンズ（AF Nikkor 20mm f/2.8D）を取り付けて使用し，シンクロナイザ（VSD1000，フローテッ

Fig. 5 Calibration plate

クリサーチ）を用いてレーザ光と同期させている．シート
光照射位置は，模型中心軸上における先端からの翼弦方向
距離 x として x/L = 0.2，0.4，0.6，0.8，1.0 である．また Fig.
4 に示すように，撮像面とレーザシート面が平行でないため，シャインプルーフアタッチメントを CCD カメラに装着し，レンズ面，撮像面，レーザシート面が一つの直線で交わるようにレンズ面を傾けている．この事によって，レーザシート面（計測面）全域にフォーカスを合わせる事が(a) Original image(b) Back projection image

Fig. 6 Back projection processing

できる．
PIV 解析ソフトウェアとしては，直接相互相関法 PIV ア

いている．本計測において，あらかじめ予備実験を行い，ルゴリズム（FtrPIV Ver.3.0，フローテックリサーチ）を用PIV 解析精度確保に必要とされる 5 ピクセルルール 13)の観点から，ダブルパルスレーザの照射時間間隔を 20μsとし，各瞬間におけるベクトル取得率 92～98%となっている．また，ダブルパルスレーザ繰り返し周波数は 10Hz，計測時間 20s である．
さらに，前縁剝離渦領域内の流れ構造を明らかにするためステレオ PIV 計測を行った．本計測は，ステレオ配置された 2 台のカメラで光シート内の粒子像を撮影し，得られた一対のステレオ画像から粒子群の面外速度成分を測定するものである．最初に，2 台のカメラそれぞれの 2 次元像平面と 3 次元物体平面との対応関係を決定するためのカメラ校正作業を行う．具体的には，縦横のドット（基準点）間隔が既知である校正板を測定断面位置（レーザシート面）を基準として x 方向-2 mm～+2 mm

Fig. 7 Lift curves by CFDの範囲で 1 mm 毎に移動させ，2 台のカメラで同様の撮影範囲になる様に撮影する．校正板の移動には，X 軸クロスローラ(XPG60，ミスミ，最小目盛 0.01 mm)を用いている．Fig. 5 に校正板設置状況を示す．次に各カメラ
5 断面計 10 断面の校正板画像を，カメラ校正ソフトウェア（ISCC Ver.3.0，フローテックリサーチ）に読み込み，ドットパターンを抽出，ナンバリングする．これにより，

CL/CD
no LEF
Type2Type5Type8Type11Type14765Type0Type3Type6Type9Type12Type1Type4Type7Type10Type134

各基準点の物体空間中の座標と各カメラの像平面上の座標との対応関係を定めるための校正データが得られ3る．校正板のドット間隔は，横 11 mm×縦 13.5 mm であ2る．
本計測は前述したようにカメラ配置が，広角レンズを用いたシャインプルーフ配置となっており，得られた校正データからダイレクトマッピング手法を用いてカメ1α0010ラパラメータを算出している．その後，本カメラパラメ

2030405060

Fig. 8 Lift-drag ratio curves by CFDータを基にして，2 台のカメラで撮影された粒子画像をシート面位置に定義した仮想面に逆投影し，あたかも真正面から撮影したような画像へ逆投影している．これに

m/s

x/L=0.4

x/L=0.4

より，撮影された画像における光学歪みの影響は除去される．Fig. 6 に撮影した校正板画像とその逆投影画像を示す．この処理により，二次元 PIV 解析作業からの円滑な移行が可能となる．さらに，ステレオ PIV ソフトウェア（FtrPIV-Stereo，フローテックリサーチ）を用いて，ステレオ再構築を行い，3 次元ベクトル場を得ている．

x/L=0.8

x/L=0.8

４．結果と考察４．１

数値解析

Fig. 7 に，数値解析で得られた揚力曲線を示す．最大揚力係数 CLmax に着目すると，本数値解析において，最大 の CLmax を 示 し た フ ラ ッ プ レ イ ア ウ ト は ， Type13（α=40°）の CLmax=1.13 であり，デルタ翼単体の 1.1 倍で(a) no LEF(b) Type13

Fig. 9 Velocity vectors (α=40°) by CFDあった．また，グラフ全体の傾向から，迎角 α が失速角よりも大きなポストストール領域において，フラップ効果が大きくなる傾向が確認できる．
Fig. 8 に，数値解析で得られた揚抗比曲線を示す．この図を見ると，デルタ翼単体での値が迎角全領域で最大となっており，フラップ効果は確認できない．

Fig. 9 に α=40°における yz 面内速度ベクトル図結果一例を示す．解析結果上部にあるレジェンドは，断面内速度の大きさを示している．この図を見ると，x/L=0.4 の翼根元部に近い領域で，前縁剥離渦の成長の様子が異なっている事が確認でき，フラップ効果に関連する流体現象であると考ΣCL5040302010α0010Fig. 10 Lift curves by EFD

2030405060Fig. 11 History of the values of integral for CL

えられる．本研究では，空気力測定を実施する前縁フラップレイアウトを Type0，Type10～14 に絞り込み，デルタ翼単体（no LEF）と比較する．
４．２

空気力測定

本研究では LEF 装着時の基準面積として，デルタ翼本体面積にフラップ面積を加えている．測定は同一条件で 3 回実施しており，失速以降の揚力傾斜の急減する迎角 αrd の変動範囲は 1°以内，CLmax の変動範囲は 2.0%以内となっている．
Fig. 10 に，揚力曲線を示す．この図を見ると，α=0°から失速角 αstall までの領域で，type10 を除いて数値解析結果とほぼ同様な傾向を示している事が分かる．迎角が αstall より大となるポストストール領域においては，数値解析結果とFig. 12 Lift-drag ratio by EFD異なる傾向を示しており，RANS 系の乱流モデルでは渦崩壊現象を捉えられていないためであると考えられる．また，
type10 において，シミュレーション結果と空気力測定結果が一致しない原因として，LEF とデルタ翼本体との接合部付近のメッシュ配置と壁関数の与え方に問題があったものと考えられる．本研究では迎角範囲を，低迎角領域（α＜20°），高迎角領域（20°≦α＜40°），ポストストール領域（α≧40°）に分類し，それぞれの領域における CL の積分値を求める事によって，フラップレイアウトの有効性について考察した．
Fig. 11 に各迎角における CL 積分値の推移を示す．低迎角領域では，Type13 の CL 積分値最大であり，デルタ翼単体（noLEF）の 1.27 倍になっている．高迎角領域では，Type11 のCL 積分値最大であり，デルタ翼単体の 1.23 倍になっている．CLmax に着目すると，最大の CLmax を示したのは，Type0であり，CLmax=1.095（α=39°）であり，デルタ翼単体の 1.11倍になっている．ポストストール領域を見ると，Type11 のCL 積分値最大であり，デルタ翼単体（no LEF）の 1.17 倍になっている．これらの結果より，各迎角領域においてフラップレイアウトを適切に変更する事により，より大きな揚力を得られるものと考えられる．

Fig. 12 に，揚抗比（CL/CD）曲線を示す．この図を見ると，
CFD 結果と比較して最大値で 30%程度低くなっているが，定性的なグラフの傾向は一致している事が確認できる．低迎角領域では，デルタ翼単体（CL/CD）積分値最大であり，フラップの効果は見られなかった．フラップレイアウトの中で，積分値最大を示したのは Type0 であり，デルタ翼単体の 97.6%であった．高迎角領域では，Type0 の（CL/CD）
積分値最大であり，デルタ翼単体の 1.07 倍になっている．
またポストストール領域においても，積分値最大を示したのは Type0 であり，デルタ翼単体の 1.06 倍である．これらの結果より，α≧20°の高迎角領域からポストストール領域において，（CL/CD）を増加させるフラップレイアウトが存在するものと考えられる．
４．３PIV 計測

前節の空気力測定より，揚力特性及び揚抗比特性において良好な結果を示した Type0 に着目し，デルタ翼単体との剥離渦挙動の違いを調査した．迎角 α は，失速角 αstall=40°に設定している．本迎角において，Type0 の CL はデルタ翼単体の 1.13 倍，（CL/CD）は 1.09 倍である．Fig. 13 に PIV 解x/L=0.2mm/s

x/L=0.8x/L=0.6x/L=0.4(a) no LEF

x/L=0.8x/L=0.6x/L=0.4x/L=0.2mm/s(b) Type0Fig. 13 Velocity vectors at α=40° by EFD (Velocity Pattern1)

析結果を示す．解析結果下部にあるレジェンドは，断面内流れが再付着する比率は，200 枚の解析結果に対し，図中速度の大きさを示しており，各 x/L において統一している．

白色破線円領域に見られるような相違点に着目すると，デデルタ翼単体では x/L=0.2 において，一対の小さな主渦がルタ翼単体と比較して高くなっている事が分かる．

デルタ翼上面にへばりついている様子が確認できる．本計Fig. 15 に x 軸まわりの渦度分布を速度ベクトルと重ねて測では 20 秒間で 200 枚の速度ベクトル分布を得ているが，示す．渦度が高くなっている部分の速度ベクトル分布に着本解析結果の出現比率は 66.8%である．x/L=0.4 になると一目すると，剥離点から線上に連なっている流れの合流する対の主渦が成長し，左右対称の渦配置で定常的に存在して領域 A（図中黒色破線円領域），渦核周辺領域 B（図中白色いる様子が確認できる．また，それぞれの主渦の再付着流破線円領域），渦崩壊領域外縁 C に分類できる．渦崩壊領れは二次剥離し，周方向下流側に二次渦を形成している．

域は，x/L=0.6 から 0.8 にかけて確認できる主渦内の yz 面内

x/L=0.6 では，左右の主渦の渦構造が非対称になってくる．

速度成分小である領域である．Type0 の渦度分布を見ると，

本解析結果（Velocity Pattern1）では，右側の主渦の渦核はx/L=0.2 において-30°フラップ面上の渦核近傍で高い渦度を明瞭であるが，左側の主渦の渦核が特定できず，渦崩壊現有する剥離渦が存在し，その後この剥離渦は渦度の大きさ

象 14),15) が発生しているものと考えられる．この渦崩壊現を保ったまま浮き上がる（x/L=0.4）．x/L=0.6 になると渦崩象によって，再付着流れが弱まっている様子が分かる．Fig.

壊領域外縁に渦度の高い小領域が点在し，その外側の領域

14 は，同じ断面位置での渦パターン（Velocity Pattern2，3）は定常的な循環流れとなっている．x/L=0.8 では，渦崩壊領を示している．それぞれの渦パターンの出現比率は，Pattern1（38.5%）， Pattern2（14%）， Pattern3（29%）である．x/L=0.8 になると渦崩壊現象が顕著となり，前縁で剥離した流れの一部が再付着し，壁面近傍で逆流領域を形成している様子が観察できる．
一方 Fig. 13（b）に示される Type0 における解析結果を見ると，x/L=0.2 において-30°フラップ近傍に大きな剥離渦が定常的に存在している様子が確認できる．この剥離渦は，x/L=0.4 において渦核が浮き上がり，領域が拡大し(a) Velocity Pattern2ている．また，渦核から翼上面に向けて全て周方向逆流領域となっており，成長した渦が物体壁面に付着している様子が確認できる．x/L=0.6 では渦核近傍の yz 面内速度成分小である領域（図中白色破線円領域）の形や大きさに時間変動があるものの，左右両側前縁から剥離した流れの大部分が再付着し，x/L=0.4 と同様な周方向逆流領域を形成している事が分かる．本渦パターンの出現比率は 87.5%である．x/L=0.8 になるとデルタ翼単体と同様，渦崩壊現象が生じているものと考えられるが，前縁から剥離した(b) Velocity Pattern3Fig. 14 Velocity patterns at x/L=0.6 for no LEF by EFD

x/L=0.6

x/L=0.8

x/L=0.4

x/L=0.21/s

A(a) no LEF

x/L=0.6

x/L=0.8

x/L=0.4
x/L=0.21/s

B(b) Type0Fig. 15 Vorticity distribution at α=40° by EFD域の拡大に伴い x/L=0.6 と比較して最大渦度の絶対値は減(1) 数値解析手法を用いて風洞実験を行うフラップレイア少するものの渦度の高い小領域が点在し，その外側の定常ウトを絞り込み，空気力測定を行った結果，低迎角領域，的な再付着流れを維持しているものと考えられる．デルタ

高迎角領域，ポストストール領域において揚力特性，揚抗翼単体における渦度分布と比較すると，翼根元部のフラッ比特性に優れたフラップレイアウトが存在する．

プ面上における剥離渦の渦度がより大きく，後方断面に向(2) 優れた空力特性を示したフラップレイアウト及びデルかうにしたがって，剥離渦がより大きく成長しながらも，タ翼単体を対象に二次元 PIV 計測を行った結果，下向きフ渦崩壊領域はより小さくなっている事が分かる．また渦崩

ラップには渦度が高く大規模な渦を生成する効果があり，壊領域外縁部には，上流側断面から供給された高い渦度の上向きフラップには渦崩壊領域の拡大を抑制する効果があ領域が点在し，剥離渦外縁部にかけてより広範囲の循環流る事が分かった．

れが確認できる．これらの結果より，下向きフラップには(3) ステレオ PIV 計測システムを構築し，渦崩壊現象が発渦度が高く大規模な渦を生成する効果があり，上向きフラ生している断面において計測を行った結果，奥行き方向速ップには渦崩壊領域の拡大を抑制する効果があるものと考度成分の大きさによって渦崩壊現象の度合いを定量的に評えられる．

価する事が可能となり，適切なフラップレイアウトを用い

Fig. 16 に x/L=0.8 におけるステレオ PIV 計測結果を示す．
この図を見ると，デルタ翼単体では yz 面内速度分布から渦崩壊していると推定される領域で x 方向速度成分も小さな値となっている事が確認できる．Type0 においては，この x方向速度低速領域が壁面から浮き上がり，領域の大きさはデルタ翼単体と比較して縮小している．Fig. 17 に，数値解ると，前縁剥離渦のらせん構造が後方断面まで維持されている．

謝辞

本研究は，東北大学流体科学研究所における公募共同研究によるものであり謝意を表する．

析で得られた Type0 におけるデルタ翼上面の流線を示す．

参 考 文 献

本解析は，乱流解析手法として DES，乱流モデルは SST k-1) Taylor, G., Wang, Z., Vardaki, E. and Gursul, I.: Liftω を使用している．これらの結果を見ると，ステレオ PIV

enhancement over flexible nonslender delta wings, AIAA J.,
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5) Unoguchi, T., Aoyama, S., Suemura, H., Yamada, G., Matsuno,T., Obayashi, S. and Kawazoe, H.: Aerodynamic

解析結果より，奥行き方向速度成分の大きさによって渦崩壊現象の度合いを定量的に評価する事が可能であり，適切なフラップレイアウトを用いると，前縁剥離渦のらせん構造が後方断面まで維持されている事が分かる．

５．結論

本研究では，NACA0012 翼型を有する後退角 70°のデルタ翼模型前縁に上向きまたは下向きのフラップを組み合わせて取り付け，低迎角から大迎角に至るまでの空力特性を測定し，PIV 解析によって前縁剝離渦挙動との関連を調査し以下の結論を得た．

mm/s(b) Type0(a) no LEF
Fig. 16 Stereo PIV results at x/L=0.8 in α=40° by EFD

characteristics of a delta wing with arc camber for Mars
exploration, Proc. of 5th Symp. on Integrating CFD andExperiments in Aerodynamics (2012), 343–351.
6) Furman, A. and Breitsamter, C.: Turbulent and unsteady flow
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