流体制御グループ

・グループの概要 
 流体制御グループは流れの最適フィードバック制御の実現に向けて研究を行っています.左下図のように,翼に設置したセンサーでデータを計測しそのデータから未来の流れを予測,その流れの状態に応じた気流制御を行うことを目標にしています.従来の気流制御は表面に凹凸を付け渦によって流体の剥離を抑えるということが広く行われています.また,航空機の翼であればスラットやフラップ等複雑な可変機構を用いた手法も採用されています.しかし,これらの手法は設計の意図しない流れでは十分な性能を発揮できません.そのため,変化の激しい流れや多様な環境で利用される流体機械において,さらなる性能向上のためには流れの変化に応じた気流制御が必要です.そのため,能動的な流体制御の中でも状況に応じた流体制御を可能にする最適フィードバック制御の実現が望まれます.膨大な実験のノウハウを駆使して取得したデータに対して統計学や数理解析学の技術を適用し,最適フィードバック制御に必要な計測・予測・制御の技術を研究しています.また,将来の流体機械における流体制御に向け,圧縮性低Reynolds数という極限流れの基礎研究を火星風洞というユニークな風洞で行っています.

・流れの最適フィードバック制御チーム
1. スパースセンシングによる流れ場計測 ~一を聞いて十を知る~
 流れのフィードバック制御を実現するにはそもそも流れが現在どのような状態にあるかを知る必要があります.航空機の周囲の流れは非常に速いため,なるべく素早くデータを処理して流れ場を推定する必要があります.計測チームでは限られた点数のセンサーの情報から流れ場全体を高精度に推定する手法を研究し,処理に必要な時間の短縮を目指しています.このために,より多くの情報を持つ測定点を探す手法や流れのよりよいモデル化・より正確な推定の方法について数学的な基盤を開拓し,流れの最適フィードバック制御に向けた計測方法を構築しています.

2. 低次元モデルによる流れ場予測 ~未来の流れを予測する~
 最適なフィードバック制御を行うには現在の流れ場に対して最適な入力を入れるのではなく,次の瞬間の流れ場を予測しそれに対して制御を行う必要があります.特に,流体機器の中でも航空機などの空気を作動流体とするものは取り扱う流速域が比較的大きいため流れ場の観測や予測を高速に行う必要があります.そこで,本研究では,流れ場を予測するモデルの構築やリアルタイムに流れ場を観測する手法に関する研究を行っています.粒子画像流速測定法 (PIV) によって得られた流速場の時系列データに対して固有直交分解 (POD) を適用し,特徴的流れ場構造を取り出します.取り出したモードの重ね合わせで流れ場を表現する軽量な予測モデルを構築することで問題の解決を試みています.また,実際の制御を見据えて,プラズマアクチュエータを用いて制御入力を加えた場合の予測モデルの構築や模型上の圧力分布から流速場を推定するモデルの構築も進めています.

離散線形モデル構築の概念図

3. プラズマアクチュエータによる流れ場制御 ~自在に気流を操る~
 流れの剥離は流体機械の性能を著しく低下させる場合があります.そのため,流れの剥離制御を目的とする流体制御デバイスの研究は古くから盛んに行われてきました.近年では,プラズマアクチュエータやシンセティックジェットなど高い応答性を持ち,かつ能動的な制御が可能なデバイスの研究が盛んに行われています.本研究では,プラズマアクチュエータによる流体制御の研究を行っており,空気力や圧力分布,流れの可視化などを通して翼周り流れの剥離制御効果や制御メカニズム,効果的な制御パラメタの探査などを進めています.最近では特に,迎角が高速で変化するヘリコプタブレード周り流れを模擬した実験により,動的失速流れにおけるプラズマアクチュエータの制御効果の研究を行っています.

プラズマアクチュエータと剥離制御の模式図

・火星飛行機チーム
 現在,新たな火星探査手法として火星飛行機が検討されています.火星の大気環境は地球とは大きく異なり,大気密度は地球と比べておよそ1/100と希薄です.そのため航空機が得られる空気力は低下し,さらに低レイノルズ数での飛行となるため翼の性能は著しく低下します.そのような条件下で飛行に必要な揚力を得るためには,高速での飛行が求められ,飛行時のマッハ数は増大します.また,火星大気は約95%が二酸化炭素で構成されており,地球の大気組成とは大きく異なっています.従来の風洞設備では低レイノルズ数かつ高マッハ数を実現し,火星飛行機の飛行環境を模擬することが困難でした.そこで,我々の研究室ではこの環境を模擬できる火星大気風洞の設計開発を行いました.減圧チャンバー内に設置されたこの風洞は低レイノルズ数かつ高マッハ数での駆動が可能な他,作動気体を任意の組成に置換することが可能です.現在はこの風洞を用いて圧縮性低レイノルズ数の基礎形状周り,薄翼周りそして回転翼周り流れの研究を行っています.

%e5%9b%b33

1. 基礎形状周り流れの可視化計測
 円柱や角柱をはじめとする鈍頭物体は,ビルや橋といった建築物やケーブル,自動車等,様々な物体を単純化した形状,あるいは要素形状として考えられ,その周りの流れ場はこれまで幅広いレイノルズ数やマッハ数で調査されてきました.しかしながら,圧縮性低レイノルズ数流れは再現が困難であり,特に流れ場の知見が乏しいのが現状でした.そこで,基礎形状に立ち返りこれまで未解明であった圧縮性低レイノルズ数環境での基礎形状周り流れの解明に取り組んでいます.下図はシュリーレン可視化と円柱面上の圧力変動のPSDおよび位相差です.通常の風洞試験ではMach数0.5は高Reynolds数流れとなるためReynolds数依存性を見ることはできませんが,火星風洞を用いることで後流渦の生成位置の変化や円柱スパン方向の位相差に対するReynolds数依存性がみられます.

Mach数0.5における円柱周り流れのシュリーレン可視化: (a) Re = 1000; (b) Re = 2000; (c) Re = 3000; (d) Re = 4000.
圧力変動のPSDと位相差: (a) Re = 2000; (b) Re = 3000; (c) Re = 4000; (d) Re = 5000.

2. 薄翼周り流れの可視化計測
 低レイノルズ数流れでは層流剥離,乱流遷移,再付着といった流体現象により翼性能が支配されていると考えられます.非圧縮性低Reynolds数流れでは昆虫や鳥など生物の翼を模した(バイオミメティクス)翼型により低Reynolds数流れでの翼性能改善のための研究が行われています.しかし,生物の飛行は低Mach数領域のため圧縮性低Reynolds数流れで性能が改善できるかは不明です.本研究では圧縮性流れにおける揚力を流れ場の可視化や翼性能の評価を通じてそれらの現象を調査し,火星航空機の実現に向けた研究を行っています.下図は鋸状の前縁部を持つセレーション翼の表面圧力係数分布です.鋸部で生成される縦渦による低圧領域が観測され,Mach数の増加により低圧領域が拡大する様子が分かります.

迎角6度のセレーション翼面上の圧力分布: a) Re = 11,000, M = 0.46; b) Re = 13,000, M = 0.64.

3. 回転翼面上の圧力分布計測
 低レイノルズ数流れでは回転翼面上に強力な前縁剥離渦が形成され,揚力が増大することが知られています.そのため,火星大気のような環境下では固定翼機よりも回転翼機の方が飛行に適していると考えられています.我々の研究室が持つ感圧塗料の技術を適用することで,空間解像度の高い圧力分布計測を行い,前縁剥離渦による揚力増大のメカニズムの解明を行っています.図左はPSPが塗布された回転翼模型に励起光が照射されている様子,右図はPSP計測で取得された圧力分布で前縁(右図下側)に低圧領域があることが分かります.また,低圧環境下でのPSP計測は様々な困難を伴うため,最適な実験条件の評価や雰囲気の酸素濃度を変更したPSP計測など低圧環境下でのPSP計測を改善するための研究も行っています.

火星風洞のチャンバ内に設置された回転翼模型(左)とPSPで計測された翼面上の圧力分布

CC BY-NC-ND 4.0 This work is licensed under a Creative Commons Attribution-NonCommercial-NoDerivatives 4.0 International License.