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日本ガスタービン学会誌

Vol.47

No.3

2019.5

航空用同軸型希薄ステージバーナのパイロットカップ内
火炎可視化実験におけるガラス表面付着すす除去用
レーザワイプクリーニングの適用
Application of laser-wipe cleaning for removal of soot deposition on glass surface tovisualization of flame inside the pilot cup of a coaxially-staged aero-engine fuel injector
松浦 一哲＊1

上坂 峻也＊2

MATSUURA Kazuaki

UESAKA Syunya

加藤 昂大＊1
KATO Kodai

篠原 竜汰＊2
SHINOHARA Ryuta

山本 武＊1YAMAMOTO Takeshi

ABSTRACT
A coaxially-staged aero-engine fuel injector with optical access through its contoured quartz-made inner- andouter- shrouds was developed by our research team and has been successfully applied to its optical investigation, inparticular of its pilot flame surrounded by its pilot cup. However, with sooty flames it suffers a glass-surface foulingproblem due to soot deposition. To enable visualization, a laser-wipe cleaning optics was developed, with which thesoot on the glass-surface was removed by the laser irradiation, over a wide area owing to its “wipe-cleaning” featureachieved by the steering mirror on a rotational traverse. The cleaning laser was operated at 10Hz repetition rate and its
energy density for one pulse was 1mJ/mm2. The dynamic structure of the pilot flame under a combustion oscillation
condition with a modest soot deposition rate was successfully captured, which provides phase-delay relationships
among pressure, fuel concentration and heat release, not only in the main combustion chamber but also inside theinjector.
キーワード：ジェットエンジン，燃焼器，可視化バーナ／インジェクタ，光学計測，レーザクリーニング
Key words : Jet Engine, Combustor, Optical Burner/Injector, Optical Diagnostics, Laser Cleaning

1．緒言

本方式のステージバーナの場合，メインノズル内部では希薄燃焼方式は航空エンジンにおいてもNOx排出を

燃料と空気の混合がなされ，またパイロット火炎の上流

大幅に削減する技術として有望であるが，実機への適用

部はパイロットカップ内に存在する等，主燃焼室に至るにおいては，NOx排出低減とともに低負荷での未燃分

前のバーナ内部において，下流の燃焼状態やエミッショ

削減・安定燃焼と両立させるため，通常ステージ燃焼方

ン特性を決定する重要な現象が起こっている。このため，式が採用される。その中でも，低負荷性能確保のための筆者らは実バーナ形状の透明石英ガラス製可視化インパイロットノズルを内側，高負荷で特に排出が多くなる

ジェクタをメイン部・パイロット部の順に段階的に開発

NOxを低減させるためのメインノズルを外側に配置す

し，通常の研究で実施される主燃焼室のみの光学計測かる同軸型のステージ燃焼方式は広く研究されている（例

らは得られない有用な知見を得てきた⑶‑⑹。一方，試験

えば文献⑴）。筆者らも同方式のステージバーナの研究

条件によっては透明パイロットカップ部へのすすの付着開発を進めており（例えば文献⑵），これと同時に実機により可視化が困難となる状況が生じた。本研究の可視条件での光学計測を実施し，燃料／空気の混合状態や反化インジェクタのみならず，通常の可視化燃焼器におけ

応領域の特定により現象把握・設計改良に活用している。

る主燃焼室の壁面ガラスについても，すすの付着は噴霧＊＊

燃焼光学計測における共通の課題である。

原稿受付 2018年 月 日
査読完了 2019年 月10日
宇宙航空研究開発機構〒182-8522 調布市深大寺東町 ‑33‑
E-mail: matsuura.kazuaki@jaxa.jp
法政大学〒184-8584 東京都小金井市梶野町 ‑ ‑すすの付着速度（この言葉は本稿においては「付着なしの状態から内部現象が可視化できなくなるレベルまですすが付着する」までの時間の逆数を「定性的」に表現する目的で用いる）が遅い場合には，付着の影響が深刻になるまでにデータを取得し，その後燃料を絞り希薄条
ー1ー

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渉することを意図した設計となっている。

件にて付着すすの消費が付着速度を上回る状態を保つこ.

とでこれを除去する操作を繰り返し行って，計測を実施

光学燃焼器・ケーシング・可視化バーナ

試験装置計測部の概要をFig. 2に示す。Fig. 2‑aは本することも可能であるが，計測に必要な時間に対して付試験に使用した光学燃焼器，Fig. 2‑bはこれを試験装置

着速度が速い場合にはこの方法は適用できない。
付着すすを除去しながら計測を進める方法として，のケーシングに搭載した状態の図である。これらの構成

レーザを照射して昇華等のメカニズムにより除去する

は筆者らの先の研究と同一であり，詳細は文献⑸を参照「レーザクリーニング」と呼ばれる手法を採用して可視されたい。図には本稿で使用する座標系をあわせて示化計測を実施した例が見られる⑺,⑻。レーザクリーニン

してあり，ステージバーナの出口中心を原点，水平方グの特性については文献⑺‑⑿等で調査され，特にレー向を ，鉛直方向を ，流れ方向をzとしている。試験は

ザ着火デバイス研究の中で出射窓のセルフクリーニング

JAXA高温高圧燃焼試験設備中圧系⒀にて実施した。

効果の観点から研究がなされている。しかし，既往研究

可視化バーナのパイロットカップ内部は，石英ガラスで調査された条件の範囲では，付着すすを完全に除去し製のアウタシュラウド及びインナシュラウドを通して可

完全な透過状態を保つには概ね10mJ/mm2程度以上のエ

視化することができる。ここで「パイロットカップ」は，

ネルギー密度が必要とされ⑺‑⑽，この制限から規定され主としてバックステップ（または噴射弁リップ）より下る照射レーザの断面サイズ（通常は数mmから高々十数

流のインナシュラウドを指すものとし，その内側領域にmm）により視野が限定されてしまう。このため，可視パイロット火炎の基部が形成される。パイロットカップ

化計測への応用例も拡がっているとはいえない。

内の可視化のため，本可視化バーナにおいてはバーナ

そこで本研究では，精細な定量性よりも視野制限の緩

リップへの冷却空気流路とメインの燃料噴射部を省いて和による噴霧火炎の全体構造の把握を優先し，エネル

構造を簡素化した（Fig. 1とFig. 2‑aの拡大図Ⓐを比較

ギー密度を犠牲にする代わりにレーザビームプロファイ参照）。これらの点を除き，本可視化バーナは実形状曲

ルを楕円形状に拡大整形し，回転トラバース機構を有す面を忠実に模擬している。設計段階で想定した観測範

るミラーを介して，レーザ照射位置を断面プロファイル

囲は =‑20.8 〜 ‑6.5 mmであったが，実際は光屈折の影の短径方向に掃引することで，謂わば自動車のワイパー

響によりパイロット噴射弁リップ付近（ 〜 ‑22.8 mm）のような形ですすを広範囲にわたり除去する「レーザワイプクリーニング」システムを構築した。さらに，最初の試みとして，筆者らの先の研究にて，すすの付着速度
としては比較的緩やかではあるが，すす付着によりパイロットカップ内の可視化が困難で燃焼振動現象解析上問題となった試験条件⑸を対象として，本システムを適用した。その結果，パイロットカップ内の可視化と現象把握が可能となった。本稿では，同システムの構成と，その結果可視化可能となった燃焼振動下のパイロット噴霧
火炎の位相固定平均解析結果について報告する。

．実験装置
.

ステージバーナ

本研究で用いたステージバーナの基本構成をFig. 1に示す。バーナ諸元については文献⑵を参照されたい。
Fig. 1に示される，通常の燃焼試験において用いる金属
バーナに対して，本研究で用いた可視化バーナにおいては一部構造の簡素化を施しているが，これについては後述する。また，パイロットノズル部については，Fig. 1

8 x Fuel injection groovesの上段図に示されるベースモデルではなく，燃料噴出部周辺の設計が異なるU8モデル⑸について試験を行った。
U8においては，燃料はパイロットノズルの内側空気流路に本の旋回溝を通して噴射されるため，燃料と気流の干渉が噴射弁リップ部（Atomizer lip）よりも上流から開始される。燃料旋回溝から噴出した燃料の主たる部
分が，パイロット内側空気流路壁の周に沿って旋回しな

Fig. 1 Schematic drawings of coaxially-staged burner（Note theﬁgure is for metal version with burner lip cooling）.

がら液膜を形成し，リップ部に達した後，外側空気と干ー2ーDownload service for the GTSJ member of ID , via 157.1.136.4, 2024/10/20.

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Stretch， 色 素：Rhodamine 6G， 第 二 高 調 波， 波 長
283nm）を用い，そのポンピング光源としてNd:YAG
レーザ（Spectra-Physics，Quanta-Ray LAB-170，第二高調波，波長532nm）を使用した。発振周波数は10 Hz，
色素レーザ出力は約30mJ/pulseである。レーザ光はシリンドリカルレンズ（f=-50, 700mm）によりシート状（測定部シート厚；約0.6mm）に整形した後測定部に導入した。
撮 影 光 学 系 は バ ン ド パ ス フ ィ ル タ，UVレ ン ズ（Sodern，Cerco2178，f=100mm，F/2.8） を 装 着 し た
Intensiﬁed CMOSカメラ（Andor，iStar sCMOS，16bit）を用いた。使用フィルタの詳細は文献⑸の通りである。
文献⑷で用いた二撮影系対向配置による異手法同時計測
は，すす除去用レーザの直接光の撮影系への入射を防ぐ(a) Optical combustor with optical burner.

ため行っていない。
本光学系においては，レーザシート及び受光系はトラ
バース装置による 方向への移動が可能であり，断面ト
ラバース計測により時間平均の次元情報を取得することが可能である。ただし，以下本稿においては，燃焼器の中心断面（ =0）における結果に限定して議論する。

(b) Combustor installed in test rig.
Fig. 2 Schematic drawings of experimental setup.

まで観測可能であった。なお，遮熱板の構造上 =‑6.5

Fig. 3 Optical setup for visualization.

〜 1.5 mmの範囲は可視化できない領域となっている。
.

.

可視化計測用光学系

Fig. 3に可視化計測に使用した光学系の概略図を示す。

レーザワイプクリーニング用光学系

Fig. 4に レ ー ザ ワ イ プ ク リ ー ニ ン グ（Laser-Wipe

光学系の基本構成は文献⑸と同様であるが，以下に示す

Cleaning, 以下LWCと略す）に用いる光学系の概略図を通り使用したレーザ及び撮影用カメラが異なる。

示す。光学系はNd:YAGレーザ（Quantel Brilliant EaZy

本研究で使用した可視化手法は，第二高調波532nm，発振周波数10 Hz，以下「クリーニ①OHラジカル自発光（以下OH*，反応領域）

ングレーザ」と呼ぶ），ミラー M1 〜 M4，及びシリンド②燃料LIF（以下K-LIF，液相・気相の燃料存在領域）

リカルレンズCL1（f=‑50mm）及びCL2（f=300mm）か③噴霧Mie散乱（液相燃料存在領域）

らなる。回転トラバース機構を備えたM4により上下方④OH-LIF（反応領域及び既燃ガス領域）

向のレーザ掃引を実現する。インナシュラウドに到達しであるが，本稿では①，②の結果のみ報告する。上記のた時点でのクリーニングレーザの断面形状は長楕円で括弧内は（定性的・または準定量的な意味で）各手法にあり，長径（ 方向）22mm，短径（ 方向）4.5mmであより可視化したい対象を示している。②〜④はレーザ

る（スケールによる目視計測）。この長径は可視化イン

シート断面上の情報，①については光路積算情報を取得

ジェクタの観測可能範囲 =‑22.8 〜 ‑6.5 mmに対してしていることに留意されたい。このためOH*については，

余裕を持たせて設定した。長径についてはCL1とCL2の添字LoS（Line-of-Sight）を付して表記する（OH*LoS）。

距離

送光系のレーザ光源には色素レーザ（Sirah，Cobra-の変更により調整可能である。M4直後のレーザエネルギーは70mJ/pulseであり，これが以降減衰なくー3ーDownload service for the GTSJ member of ID , via 157.1.136.4, 2024/10/20.

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CMOS カメラの露光，同カメラのインテンシファイアの高電圧ゲート，及び色素レーザ発振の各タイミングを調整した。
なお，以上で述べたLWC機構は，受光系の視野確保を目的としている。2.3節の②〜④の可視化手法については，レーザシートが入射する上部のクリーニングも必要となるが，これはレーザシート自体のセルフクリー
ニング効果⑽により実現される。参考までに，測定部中心におけるレーザシート高さ130mmと厚み0.6mm（ス
ケールによる目視計測）から算出したエネルギー密度は0.4mJ/mm2となり，そのオーダはクリーニングレーザ

Fig. 4 Optical setup for laser-wipe cleaning.

のエネルギー密度

通り，本セッティングにて，現象解釈に必要な情報を十クリーニングに使用されたとした場合のエネルギー密度2はmJ/mm2と同レベルである。後述の分獲得できるレベルのセルフクリーニング効果が得られmJ/mm となる。これは文献⑺,⑻等と比較するとている。なお，レーザシート厚みは薄いため，目視によ1/10程度の値である。
は金る厚み計測の誤差は相対的に大きくなりやすい。このた属，ガラス問わず全ての壁面を無視し光屈折の影響もめ，上記に示すエネルギー密度の数値は後述の考察の中ないと仮定した場合のLWC用レーザ光軸と中心断面 =0で純粋に定量的な比較が可能であるほど精度の確保されとの交点の 座標であり，θ は同仮定における同光軸とた数値ではなく，目安として示されていることに留意さ

インナシュラウド内壁の代表的な半径

れたい。

LWCの動作の模式図をFig. 5に示す。図中の=13.5mm（ =‑13mmでの半径に相当）をもつ円筒（中心は 軸）の交点のθ 座標（定義はFig. 4参照）である。曲面形状のインナシュラウド内壁へのLWC用レーザの投影面の動きは容易に表現できないため，以下では簡易的にとθ の時間変化によりこれを説明する。時刻を とすると
き，/で見積もられる掃引速度は6.2mm/sとなり，発振周波数10Hzにおけるパルス間の移動量は0.62mmである。すなわち，概ねレーザ断面短径4.5mmの14%に相当するピッチで移動しながらクリーニングを行っていることになる。掃引幅は＝‑22 〜 27mmの範囲

であり，実際にクリーニングされる範囲はθ ＝102.5 〜
280.2degである。上記掃引幅は必要範囲（概ね＝‑15〜 15mm）と比べて大きめとなっているが，これは先述の断面トラバース計測を行う際に，ミラー M3, M4が 方
向トラバース装置上に設置されていることによりクリーニングされる位置がトラバース位置によりずれるため，その分を考慮して余裕を持たせていることによる。掃引幅の上限と下限の点においては2.3秒程度の静止時間があるが，これは今回用いた回転トラバース装置制御系のFig. 5 Time sequence of laser-wipe cleaning.

問題で生じるものであり，今後のシステム改善により短縮可能である。一往復の掃引にかかる時間は21秒であり，すすの付着速度がこの時間スケールに対して遅いことが．試験条件

可視化できる条件となる。

試 験 条 件 をTable 1に 示 す。 文 献 ⑸ 中 の 試 験 条 件

往復の掃引を実施した後に，掃引

Case-Bと同一であり，詳細は同文献を参照されたい。

を継続しながらデータ取得を行った。回転トラバースは

撮影の際は最初に

LWCの適用有無のみが異なる。気流条件（圧力，温度，

非同期であるので，毎回の往復掃引時に個々のパルス

燃焼器圧力損失）については，中・小型航空機用エンジによりクリーニングされる位置は同一ではない。他のンのアイドル条件⑵をもとに，温度に変更を加えた条件

LWC用レーザ，色素レーザ，撮影系は同期して動作すである。表中のパイロット局所空燃比る。各画像がそれぞれのLWCのレーザパルスに対して測定した燃焼器とパイロットノズルの有効開口面積比を750μs遅れたタイミングで撮影されるようにIntensiﬁed

考慮して算出した。燃料は灯油を使用した。
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は，事前にVol.47

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Table 1 Test condition.

ニングの効果は確認できる。今回のLWCの設定の場合，Pilot model

U8

パルス間の移動量は断面短径の14%であり，各パルスのInlet pressure, kPa

487

クリーニング領域がオーバラップしながらクリーニング

Inlet temperature, K

545

される。このため，同じ位置であっても複数回の照射にCombustor pressure loss*

4%

Airﬂow rate in total, g/s

259

よって様々なエネルギー密度の部分によりクリーニング

Pilot fuel ﬂow rate, g/s

1.58

Combustor air-to-fuel ratio,

164

場合には，高いエネルギー密度の照射を受けたタイミン

Pilot air-to-fuel ratio,

23.8

グでクリーニングされた効果が長く持続することにより，されることになる。よって，すすの付着速度が十分遅い

先行文献よりも同じ平均エネルギー密度に対してクリー*Percent of inlet pressure

ニング効果が高くなる。また先述の回転トラバースと．結果及び考察

レーザ照射が非同期である効果も相まって，クリーニン

はじめに，「クリーニングなし」，「クリーニング部位

グ効果は特に上下方向に一様化されやすくなる。Bにつをインナシュラウドの上下方向中心付近に固定していては，Aよりも太めの未除去部が見られる。これはθ

秒クリーニングを実施した直後」，及び「掃引往復のの下限付近（写真では上側限界付近）ではクリーニング

LWCを実施した直後」の直接撮影像をFig. 6に示す。ク

レーザとインナシュラウド内壁のなす角が小さく（壁にリーニング部位はすすが除去され内部の可視化が可能で対して薄い角度で当たる），有効エネルギー密度が小さある。

くなることが一因として挙げられる。なお，クリーニン
グレーザのエネルギー密度を0.7mJ/mm2程度以下とした場合には，未除去部が多く，クリーニング効果は不十分であった。
Fig. 7に，OH*及び燃料LIFの時間平均輝度値画像を示す。左がLWCなし，右がLWCありである。輝度レベ
ルの表示範囲を =0を境に変更していることに注意されたい。なお，本図以降の結果は，全て可視化バーナの曲面形状に応じた光屈折補正処理⒁を施している。光屈折の影響により，噴射弁リップ部周辺においては3.5mmを超える歪が生じるため⑸，本処置は不可欠である。

$

Fig. 6 Direct photographs showing eﬀects of laser cleaning on
visibility of pilot ﬂame.

%

一方，LWCの結果において，クリーニングされた部分に一部縦筋状の未除去部（図中A, B）が見られる。Aについてはレーザのビーム強度分布に起因するものと考えられる。先行文献⑺‑⑽において本研究の10倍近い
エネルギー密度が推奨されている理由は，ビーム強度の弱い部分についても十分なエネルギー密度を保ち，未除去部を完全になくすことを意図していることによる。文
献⑼に示される写真からは，

mJ/mm2以下の場合に，未除去部が存在しているものの，部分的にレーザクリー
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Fig. 7 Spatial distribution of time-averaged intensity of lineof-sight OH chemiluminescence and cross-sectional
kerosene-LIF on =0 plane.

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LWCなしではパイロットカップ内のOH*は全く見え

シュラウドが凹レンズとして振る舞う位置を通過して入ず，燃料LIFでも根元部しか可視化できないが，LWCあ射するため，入射側，受光側双方のレーザエネルギー密りではこれらが可視化可能となっている。ただし，すす

度低下による未除去すす増加により信号レベルが低下すによる信号減衰の輝度値への影響がないことを保証するると考えられる。

ものではなく，Fig. 8に，OH*画像中の下記に示すでの正確な減衰率検定ができてい領域の輝度積算ない現時点で，パイロットカップ内の輝度値と主燃焼室値を求め，これを時系列で表示したものを示す。プロッの輝度値の絶対レベルを平等に扱うことはできない。一トされた各点の間隔は取得周期100ms（10Hz相当）で

方，LWCの図では，パイロットカップ下流部に円弧上ある。 は画像取得開始からの時間である。Fig. 8‑bはの（図中A），パイロットカップ中心付近に縦方向の（図画像取得開始から約中B）黒い筋が見られる。これらはクリーニングレーザ

往復掃引を開始してLWCを行った場合の図である。ク秒後に初期位置＝‑22mmよりの照射位置により光屈折の状態（曲面ガラスのレンズ効リーニングレーザが上下方向中心付近にくる =10s付近

果によってエネルギー密度が場所により異なる）やインにおいて，それまで極端に低かったR-Cの輝度積算値のナシュラウド壁面とレーザ光軸のなす角が異なることに急激な増加が見られ，この前及び後に初期掃引方向（下起因すると考えられる。加えて，レーザシートを用いたから上）を反映して，それぞれR-A, R-Bの輝度積算値

計測の場合は，計測用レーザのセルフクリーニング効果が急に増加する。 =50sまでに概ねも重要である。例えば，Bの位置に入射する光はインナ

それまでには輝度積算値は定常的なばらつきの範囲内で往復掃引されるが，安定する。Fig. 8‑cはFig. 5の通常手順（

往復掃引後撮影開始）の場合を示しており，初期より概ね輝度積
算値は安定しているが，R-Cの図では =70s程度までは往復周期の半分にあたる約10.5s間隔でやや高い値を示す点があり，計測開始後もわずかながら部分的に追加クリーニングによる信号強度改善効果があることがわかる。
それ以降はこの傾向は見られないため，撮影前LWC掃引回数をさらに増やすと，データがさらに安定する可能(a) Sampling regions.

性がある。
Fig. 9に典型的な燃焼室変動圧力波形（200 〜 2500Hzのバンドパスフィルタ処理後），及びその周波数スペク
トルを示す⑸。燃焼振動の主周波数は390Hz（±8％）である。

(b) LWC started 6 seconds after start of image aquision.
Fig. 9 Examples of pressure oscillation signal and its frequency
spectrum.

Fig. 10に位相固定平均処理を施したOH*及び燃料LIFの輝度値分布を示す。ここで燃焼室変動圧力は正弦波=sin（φ）で近似しているため，φ=90, 270degの時に燃焼室圧力はそれぞれ極大及び極小になる。また，各位相における位相固定平均画像の各 位置において -0.5 〜
z+0.5の範囲のOH*及び燃料LIFの輝度を積算した値を（ , φ）とし，（ , φ）のφに関する平均を （）とするとき，0
平均からの差分Δ ＝（ , φ）‑ （）及び規格化した積算輝
0度(c) LWC started 21 seconds before start of image aquision.

＝（ , φ）/ （）をFig. 11に示す。本図は二周期分を0

図示してある（例えばφ= ‑30degと330degは同データ）。

Fig. 8 Eﬀects of laser-wipe cleaning on time-dependent behaviorof sum of OH* intensity in speciﬁed regions.

各値の位相に対する極大極小部近傍に+, ‑ を表示した。
ー6ー

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Fig. 10より，パイロットカップ内のOH*発光領域は，
φ=150deg付近でバックステップ部に入り込む様子が見7

見かけ上「分離」している（図中B）。このような分離構造は類似形状のパイロット噴射弁に対しすす付着がら れ る（ 図 中A）。 ま た，φ=330deg付 近 で， =‑14mm

問題とならない試験条件（入口圧力700kPa，入口温度

周辺に反応が局所的に抑制されている領域が存在する結760K，安定燃焼条件）で実施した先行研究⑸においても果，パイロットカップ内の発光領域が上流部と下流部に確認された。この現象は，蒸発潜熱による温度低下と急

IOH*-LOS

Left;

ϕ=30deg

Right;

IK-LIFIOH*-LOS ; Min: 0 Max: 400 for z<0, 2400 for z>0
IK-LIF ; Min: 0 Max: 2400 for z<0, 800 for z>0

ϕ=90degD

ϕ=150deg

ϕ=330degC

B

A

ϕ=270degz,mmϕ=210deg

z,mm

z,mm

z,mm

Fig. 10 Spatial distribution of phase-averaged intensity of line-of-sight OH chemiluminescence and crosssectional kerosene-LIF on =0 plane.

Fig. 11 Phase-dependent variation of sum of OH* and K-LIF intensity on =const. cross sections:
Deviations from average and normalized values.

ー7ー
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速な蒸発による局所的過濃領域の出現が原因と考えられ，あった。なお，上記但し書きの通り，上に示したエネル

燃料が相対的に濃い条件で起こる。本研究では燃焼振動

ギー密度は本研究の試験条件・目的の観点から有効に機自体は能した値を示したものであり，クリーニング可能限界のに起因して空燃比変動が生じるため，設定大きくても，燃料が濃くなる位相が存在する。すなわち，普遍的な閾値ではなく，試験対象や条件（すすの性状やパイロット噴射弁リップに現れた高燃料濃度塊が，該当

すす付着速度に影響），研究の目的・アプローチから規領域まで移流してきた位相において，上記の分離構造が定される定量的精度要求のレベルに応じて変化するもの顕著になる。燃料LIFの画像においてもφ=330deg付近

であること，また数値自体も精細な定量値の規定を目的

で該当領域の濃度が概ね極大を示すことが確認できるとしたものではなく，オーダの目安を与えるものとして（図中C）。Fig. 11の を見ると，該当する =‑14mm付近

記述していることに留意されたい。

ではφ=330degにほど近いφ=345degにて燃料LIFが極大，

本研究で対象とした燃焼振動条件における位相固定平OH*が極小となっている。 の図に示される太点線は燃

均計測の結果からは，主燃焼室現象に加え，パイロット料LIFの極大値領域をつないだもので，高燃料濃度塊の

カップ内のOH*発光領域が特定の位相において分離する

移流を示すものであり，OH*の図にも比較の便宜のため

様子，バックステップ部にOH*発光領域が出入りする様記入してある。これにより，高燃料濃度塊が噴射弁リッ子等の火炎のダイナミクス，及びこれらと圧力変動，燃プを離れるのはφ=330deg付近であることがわかる。高料濃度変動の位相関係を新たに捉えることができた。こ

燃料濃度塊は，パイロットカップ内では反応を主に抑制

れは本手法の適用に帰するところが大きい。

するが（過濃側の性質），主燃焼室に入ったバーナリッ

今後はレーザエネルギー密度，照射周波数，掃引速度

プ付近では濃度も下がり，メイン空気の一部も導入さ等の中から性能改善効果の高い因子を見極め，すす付着

れて，逆に発熱を促進する（φ=30degの図中D，希薄側

速度のより速い条件においても適用可能範囲を拡げるべの性質），謂わば相反する効果を示す。ただし，規格化

く本システムの改良を実施する予定である。

されていないOH*に関するΔ の図を見ると，主燃焼室内
謝=0 〜 20mmの発熱変動がパイロット内部と比べて（未辞除去すすによる若干の減衰効果を考慮してもなお）格段

飯山特殊硝子㈱の田辺徹氏には可視化インジェクタのに大きく，しかもΔ >0の領域が0 〜 180°度の範囲にあ製作について，京都大学の林潤准教授にはすすに対するり，Rayleighの条件（圧力と発熱の位相整合）を満たし

レーザの作用について，参考になるご意見ご助言を賜っていることから，燃料濃度変動に起因するバーナリップ

た。宇宙航空研究開発機構の下平一雄氏には設備の運部の発熱変動が本条件における燃焼振動を駆動する主要

転・技術的助言，法政大学の林茂教授，岩崎智行氏には因子と考えられる。

それぞれ本稿の先行研究における結果検討，データ整理
補助にご協力いただいた。ここに記して謝意を表す。

．結言
筆者らが先に開発した重の実形状透明ガラス流路を参考文献⑴

備える航空用同軸型希薄ステージバーナの可視化モデルを用いたパイロットカップ内火炎可視化実験において，ガラス面に付着するすすにより内部可視化が困難になる問題を解決するため，レーザを掃引照射しながら付着す
すを除去するレーザワイプクリーニング光学系を構築し，同実験に適用した。その結果，すす付着速度が比較的緩やかな場合には，クリーニングなしの場合にパイロット
カップ内部が全く可視化できない試験条件においても，本手法により可視化可能となることが確認できた。
本研究では，可視化される現象の信号強度絶対値の定量性よりも火炎の全体的構造を捉えることを優先すべ
く，できるだけ広い視野を確保するため，掃引方向に垂直な方向の照射レーザ断面長径を22mmに拡大（短径は4.5mm），エネルギー密度を

mJ/mm2とした。このため，すす除去に必要な典型的値として他文献⑺‑⑽に見られる10mJ/mm2と比較して小さくなっているが，このレベ
ルでのエネルギー密度でも，上記の目的の観点からは十分な効果があることがわかった。一方，0.7mJ/mm2以
下では未除去部が多く，クリーニング効果は不十分で
ー8ー
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Mongia, H.C., TAPS - A 4th Generation Propulsion
Combustor Technology for Low Emissions, AIAA/ICAS International Air and Space Symposium andExposition, The Next 100 Years, AIAA 2003-2657（2003）.
⑵ Yamamoto, T., Shimodaira, K., Yoshida, S., Kurosawa,
Y., Emission reduction of fuel-staged aircraft engine
combustor using an additional premixed fuel nozzle, J.
Eng. Gas Turbines Power, Vol. 135, No. 3,（2013）, pp.
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⑶ Matsuura, K., Ohori. S., Yoshiura, Y., Kurosawa, Y.,
Yamada, H., Shimodaira, K., Hayashi, S., An attempt tovisualize spray inside the premixing duct of a coaxialstaging lean burner at simulated full power conditionsof modern/future high pressure ratio aero engines,
Poster presentation, 12th International Conference on
Liquid Atomization and Spray Systems, ICLASS-2012（2012）.
⑷ Matsuura, K., Eguchi, T., Oide, S., Yamada, H.,
Kurosawa, Y., Yamamoto, T., Hayashi, S., Simultaneous
Kerosene/OH LIF Visualization inside the Pre-mixing

Vol.47

No.3

2019.5

航空用同軸型希薄ステージバーナのパイロットカップ内火炎可視化実験におけるガラス表面付着すす除去用レーザワイプクリーニングの適用⑼

Duct and Combustion Chamber of a Lean Staged Aero-

Ranner, H., Tewari, P. K., Kofler, H., Lackner, M.,engine Combustor under Combustion Oscillations at

Wintner, E., Agarwal, A. K., Laser cleaning of opticalElevated Pressure and Temperature, AIAA 2015-4085

windows in internal combustion engines, OpticalEngineering, Vol. 46, No. 10（2007）, 104301.

（2015）.
⑸

Matsuura, K., Uesaka, S., Iwasaki, T., Kurosawa, Y.,
Yamada, H., Yamamoto, T., Hayashi, S., Visualizationof pilot flame of an optically-accessible coaxiallystaged aero-engine lean-burn fuel injector, Proc. 28th
European Conference on Liquid Atomization andSpray Systems, ILASS-Europe 2017, http://dx.doi.org/
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⑹ 上坂峻也，江口貴広，松浦一哲，山本武，林茂，航空用
希薄ステージバーナの燃料分布及び排出ガス特性に及ぼすメインノズル旋回翼と燃料噴射孔の周方向位置関係の影響，日本ガスタービン学会誌，Vol. 46, No. 2（2018）,
pp. 153-161.
⑺ 鷲見成彬，久保周之，小酒英範，過渡運転時におけるディーゼルエンジン燃焼室内すす生成・酸化過程の可視化，第20回内燃機関シンポジウム講演論文集，（2009），
pp. 247-252.
⑻ 小酒英範，鷲見成彬，過渡運転におけるディーゼルエン
ジン燃焼室内火炎温度の画像計測，電気学会論文誌E，Vol. 131, No. 8（2011）,pp. 272-278.

ー9ーDownload service for the GTSJ member of ID , via 157.1.136.4, 2024/10/20.

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9⑽

Dearden, G., Shenton, T., Laser ignited engines:
progress, challenges and prospects, Optical Express,
Vol. 21, No. S6（2013）, pp. A1113-A1125.
⑾ Griffiths, J., Lawrence, J., Laser cleaning of the output
window in a laser ignition system for gas turbines,
Proc. 31st International Congress on Applicationsof Lasers and Electro-Optics, ICALEO 2012,（2012）,
Paper #M803.
⑿ Okada, K., Ito, Y., Kim, W., Johzaki, T., Namba, S., Endo,T., Experiments on laser cleaning of sooted optical
windows, 6th Laser Ignition Conference, LIC2018,（2018）, Paper LIC1-3.
⒀ 下平一雄，山田秀志，牧野敦，山本武，林茂，高温高圧
燃焼試験設備の拡充整備，JAXA-RM-05-007.
⒁ 上坂峻也，大出駿作，江口貴広，松浦一哲，林茂，航空
エンジン用希薄ステージングバーナの予混合管内可視化
計測における光屈折補正，第25回微粒化シンポジウム講
演論文集，（2016），58-61.