三菱重工技報 Vol.48 No.4 (2011) 航空宇宙特集

技 術 論 文65

航空エンジン用燃焼器開発における光学計測・シミュレーション技術
Optical Measurement and Numerical Simulation Technologies
for Aircraft Engine Combustor Development

森 合 秀 樹 *1

三 宅 慶 明 *2

Hideki Moriai

Yoshiaki Miyake

航空機エンジン用燃焼器は，軽量・コンパクトであることが要求される上に，年々厳しくなる環境規制に対応した排ガス性能，燃焼効率，高空再着火性能，燃焼安定性能など，極めて多くの技術要求を満足することが必要である．しかしながら，燃焼器内部における現象や性能の予測は困難であり，開発はハードウエア試験が主体となっていることが多いのが現状である．我々は，産官学連携の下，計測技術，伝熱技術，空力・燃焼解析技術の開発に取り組んでおり，その一端として，高性能冷却構造につながる伝熱性能計測・シミュレーション技術や，低 NOx 燃焼技術につながる噴霧燃焼流れ場のレーザ計測・シミュレーション技術について紹介する．

|1. はじめに航空機用のエンジンはガスタービンが主流であり，それは圧縮機と燃焼器とタービンで構成されている．環境に優しいエンジンが求められて久しいが，地球温暖化防止対策としては，主に圧縮機とタービンの性能で決定される燃料消費率の改善が CO2 削減の決め手である．一方，NOxやススなどの健康被害などをもたらす微量排出物の削減の領域では，灯油系の液体燃料を燃焼させる燃焼器特性の改善が主役である．
圧縮機やタービンは高速回転体であり，その翼間を高温のガスが流れるところに，技術的な困難がある．しかし，そこには燃焼という現象は存在せず，流れの数値解析は燃焼器のそれに比べれば困難ではない．また，要素試験では相似性なども利用して規模を縮小することも可能である．このため高速回転という制限も加わって，その性能改善余地はかなり小さくなってきている．
ところが燃焼器の場合は，相変化・混合・燃焼反応を伴う非定常の複雑な現象であるため，一般的に数値解析で現象予測・設計を進めることは困難であり，ハードウエア主体の開発となることが多い．また，相似法則が適用できないため，実圧，実温，実流量での試験が必要となり，燃焼器開発には長い期間と高いコストがかかるのが一般的である．
以上の状況を打開する方策として，燃焼器開発にかかわる数値解析技術の向上と，その妥当性を保証するための試験・計測技術の蓄積が有効と考えられる．こうした背景から，以下の技術開発を産官学の連携の下に進めており，その概要を紹介する．
(1) 燃焼器冷却ライナの伝熱性能可視化計測と数値シミュレーション(2) 噴霧燃焼の流れ場可視化計測と数値シミュレーション|2. 燃焼器冷却ライナの伝熱性能可視化計測と数値シミュレーション
燃焼器では，燃焼器ライナの冷却が必須である．しかし，多量の空気を冷却に回すと燃焼用の空気流量が減少し，燃焼温度が上昇，NOx が増加するというメカニズムがある．したがって，少な*1 航空宇宙事業本部誘導・エンジン事業部民間エンジン事業推進部主席技師 博士（工学）*2 航空宇宙事業本部誘導・エンジン事業部エンジン・機器技術部主幹技師 博士（工学）三菱重工技報 Vol.48 No.4 (2011)

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い空気流量で燃焼器を冷却することが NOx 低減方策の重要な一項目である．燃焼器ライナを冷却する方式として，２重壁ピンフィン冷却と１重壁フィルム冷却が近年の代表的方式である．ここでは前者（図１）を対象とした開発における，熱伝達率計測技術と LES（Large-Eddy Simulation）による解析技術の研究を紹介する．なお，本研究は大阪大学との共同研究で実施したものである．

図１ ２重壁燃焼器構造と２重壁冷却パネル

2.1 研究の対象とした冷却構造
図２に研究の対象とした２重壁冷却パネルの冷却構造を示す．従来の２重壁冷却パネルでは，
図２(a)に示すように直立ピンが燃焼器の内部側の平板壁上に蜂の巣状に配置されており，この隙間を冷却空気が流れることで，ピンと内壁が強制冷却される．課題は，パネル材料が高温・酸化に耐性があるようにニッケル合金であることである．ニッケル合金は熱伝導率が低いため，フィン効率も高くない．したがって，ピン表面より内壁面での冷却量を増加させることが望ましい．その一つのアイデアとして，ピン間の内壁面に乱流促進のための突起を設けることが考えられる．実際このアイデア図２(b)は(社)日本航空宇宙工業会助成のもとで研究を実施し，冷却性能が向上することを確認している．
(a)タイプに比べ，(b)タイプの冷却性能がオーバーオール値としてよいことが確認されているが，どのようなメカニズムで性能が向上しているのかまでは確認することができない．そこで，
2.2 及び 2.3 項に後述する詳細な熱伝達率分布の計測と LES 数値解析にかかわる技術の研究開発を行った．(a)(b)に対する研究結果は割愛するが，熱伝達率分布と流れの様子を定量的に確認することができるようになった．その知見を元に，図２(c)に示す斜めピンフィン波底タイプの冷却パネルのアイデアが生まれた．直立ピンの場合，熱伝達の主要部は，境界層との干渉でピン前方に発生する馬蹄形渦（川辺の杭に繊維が絡まっている様子）の周辺に偏在している．ピンを後傾させることで，この馬蹄形渦の強度は低下するが，ピン間の狭隘部で加速された流れは下方に偏向し，半ば内壁との衝突噴流となって平均的に熱伝達率を向上させる効果がある．なお，この流れをスムーズに流すために，内壁の底は図２(c)に示すように波型としているが，衝突角と伝熱面積を若干増加させる効果があると考えられる．また後傾化の副次的効果として，ピン当たりの圧力損失が大幅に低下することが数値計算と試験の双方で確認されている．

図２ ２重壁冷却パネルの冷却構造 （写真は計測用拡大モデル）

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2.2 ナフタレン昇華法による熱伝達率分布の計測
熱伝達率計測手法の一つに，壁面近傍の境界層内での熱伝達と物質伝達のアナロジー（相似関係）を利用したナフタレン昇華法がある．課題は精度と分解能である．大阪大学において，高分解能トラバーサとレーザ距離計をＰＣにより制御して，高速で多数の計測を行い，高精度でナフタレンの昇華量を計測し，熱伝達量を得る手法が開発されつつあり，当社との共同研究として図２に示したパネルを対象に，熱伝達率計測技術開発を進めた．2.3 項に示す理由により，ピンの熱伝導＝０と理想化し，流れと圧損には影響する状態としての計測を実施した．その結果，図３に示す結果が得られ，従来型直立ピンに比べ，壁面全体を一様に冷却していることが確認された．

図３ ナフタレン昇華法計測装置と熱伝達率計測結果

2.3 LES による熱輸送の連成数値解析
ナフタレン昇華法は手軽な計測方法であるが，発熱部の温度分布を模擬した計測は困難である．実機ではピン材料の熱伝導率が熱伝達量に比べ小さく，ピンに大きな温度分布ができるため，前記のごとく理想化して計測した．このままでは，設計に適用するには不都合であり，数値解析で補完する必要がある．熱の輸送現象は，流れの非定常性に依存する部分があり，LES 手法を現象の全容解明に適用することとした．
ただし，LES は計算時間を要すため，幾つかの工夫がなされた．第１に，流れに直交方向のみならず，流れ方向にも周期境界条件を与え，数ピン通過後の十分に発達した状態を想定した計算としている．第２に，LES による流れのみの計算と温度分布の計算を分離し，後者で冷却流とピン（金属）との連成を行い，計算時間の長大化と不安定化を回避した．後者における冷却空気の熱伝導率は，ＬＥＳ計算結果で得られた乱流を平均化することによって得られるもので，渦熱伝導率とよばれるものである．
図４は温度分布の計算結果であり，一つの LES 流れ計算結果を利用することで異なるピン熱伝導率のケースを計算予測することが可能となった．図４はあえてピン熱伝導率を 10 倍とした場合であるが，図中央の斜め円筒のピン表面の温度が赤から緑に変化しており，先端まで温度が上昇していることがわかる．一方(a)の実機状態では，ピン表面温度がほとんど青く，冷却フィンとして働いていないことが確認できた．

図４ LES を用いた連成温度分布計算結果

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68|3. 噴霧燃焼の流れ場可視化計測と数値シミュレーション
航空エンジン用燃焼器の内部流れは，噴霧，微粒化，旋回流を伴う乱流混合，化学反応メカニズムなどの複雑な現象より構成されるため，一般的に数値シミュレーションによる再現は非常に難しく，現在でも燃焼シミュレーションツールは，定常平均流れ場の定性予測や設計パラメータ変更の定性影響予測といった，限定的な使用範囲となることが一般的であり，噴霧燃焼現象の全てを予測する精度が高いツールはほとんどないのが実情である．燃焼器を効率的に開発する上で，燃焼器内部の噴霧燃焼現象の解明が重要であり，その手段として実験と解析を併用した研究について紹介する．なお，本研究は大阪大学，京都大学，(財)電力中央研究所との共同研究で実施したものである．

3.1 噴霧燃焼の流れ場可視化計測
実験においては，実機と同タイプの燃料ノズルを有する１セクタ分のサブスケール燃焼器を用いて，その内部に形成される噴霧燃焼流の光学計測を行い，噴霧火炎の挙動，粒径/速度分布から得られる再循環領域の構造を調べた．本研究で用いたサブスケール燃焼器は，低 NOx 燃焼器の１つの形態である RQL 燃焼器(Rich-burn Quick-quench Lean-burn Combustor)の一次燃焼領域に相当する．使用したプレフィルム型エアブラスト噴射弁の構造，燃焼器概観，PDA(PhaseDoppler Anemometer：位相ドップラー式粒子計測装置)によるレーザ計測状況を図５に示す．

図５ 燃料ノズル構造（左），サブスケール燃焼器外観（中），PDA 計測状況（右）図６に，代表的条件における PDA 計測状況を示す．液滴数が十分で計測可能な位置を白丸（○），液滴数が少ない位置を黒丸（●）で表すが，上流の壁近傍を除いて良好に計測されている．図６に主流方向に対して逆流成分を持つ液滴割合を示すが，上流域の中心軸近傍と壁面近傍での負値を示す速度の割合が高い．すなわち，これらの領域における強い循環流の存在による保炎への寄与を示唆するが，再循環する液滴の量は最も多いところでも 20～50％程度となっていることがわかる．さらに，流れ場の詳細計測データ取得を勧め，噴霧燃焼場における物理現象を把握するとともに，シミュレーション検証（後述）に活用している．

図６ PDA 計測点と逆流液滴割合の計測結果

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3.2 噴霧燃焼の数値シミュレーション
燃焼流れ場予測ツールとしては，産業界では RANS（Reynolds-Averaged Navier-Stokes）シミュレーションが現状主流であるが，近年では調整パラメータの数が少なくかつ精度良く非定常乱流を模擬可能な LES が注目されている．そこで，乱流燃焼モデルに flamelet/progress-variable 法と呼ばれる手法(1)を採り入れた３次元 LES を前述のサブスケール燃焼器に適用した．この手法では，反応後の化学種・温度を 181 化学種/1195 反応を考慮した既存化学データベースより読み込
むことで，計算時間を大幅に節約している．また，蒸発を伴う液滴粒子の位置，速度，温度，および質量の変化については，ラグランジェ的に解いている．
図７に，燃焼場を特徴付ける各パラメータの瞬時値分布のシミュレーション結果を示す．シミュ
レーションコードは，FrontFlow/red-KCN (FrontFlow/red extended by Kyoto Univ., CRIEPI andNuFD) を用いた．T，U，VMAG はそれぞれ温度（K），主流方向速度（m/s），速度絶対値（m/s）
である．また，Z は燃料質量分率，C は CO2 と H2O の質量分率の和（progress –variable），YF，YO2，YH2O，YCO，YNO はそれぞれ気相燃料，酸素，水蒸気，一酸化炭素，一酸化窒素の質量分率である．図より，気化した燃料の濃度が高い部分は燃料ノズル噴射部下流のわずかな部分に限られており，その下流で徐々に燃焼反応が進行して O2 を消費しつつ H2O が発生していく状況がわかる．また，上流壁面付近では高い温度となっているにもかかわらず O2 の濃度がほぼゼロであり，かつ逆流成分が認められることから，この部分は主に燃焼後のガスの再循環により高温状態が維持されているものと推定される．

図７ 噴霧燃焼流れ場パラメータの瞬時分布（シミュレーション結果）

図８に燃料ノズル下流 12mm における，液滴の主流方向速度及び粒径分布の実験と LES の比較を示す．図より，壁面近傍の速度と中心軸付近の粒径に差異が認められるものの，全体の傾向は概ね一致している．中心軸近傍領域において，実験値では SMD が中心軸に近づくにつれて三菱重工技報 Vol.48 No.4 (2011)70増大する傾向であるのに対して，LES 値は反対の動きを示す原因については，液滴の挙動を追跡するための液滴数（パーセル数）が十分でないために，中心軸付近に大きな粒径の液滴が少ないことが原因と考えられ，追跡するパーセル数増大などによる精度向上が必要である．しかしなが ら ， 解 析 結 果 と し て 得 ら れ た こ れ ら の 流 れ の 挙 動 は ， 可 視 化 計 測 （ Phase DopplerAnemometer，PDA 計測）にて得られた挙動と傾向が概ね合うことが確認でき，LES 解析の有効性を示唆するものと言える．今後，NOx やススなどの排出物の検証も含め，高精度化が進められる予定である．

図８ 実験とシミュレーションの比較（左：主流方向速度分布，右：液滴粒径分布）|4. まとめ
航空機エンジン用燃焼器の開発においては，現象・性能予測が困難であり，現状では高コストのハードウエア試験ベースで開発を進めるのが主体とならざるを得ない．現状を大幅効率化するべく，基盤となる冷却ライナ伝熱性能や噴霧燃焼場の計測・シミュレーション技術開発を現在進めており，高性能冷却ライナや低 NOx 燃焼器の開発に実際に適用しつつある．
謝辞
２項の研究成果は大阪大学の武石賢一郎教授，小宮山正治准教授，小田豊助教，３項の研究成果のうち実験は大阪大学の赤松史光教授，林潤助教，シミュレーションは京都大学の小森悟教授，黒瀬良一准教授，(財)電力中央研究所の渡邊裕章氏を初めとした方々との共同研究で得られたものである．また，これらは(独)新エネルギー・産業技術総合開発機構(NEDO)助成“環境適合型小型航空機エンジンの研究開発”，及び(社)日本航空宇宙工業会委託“燃焼器ライナ壁の冷却効率の向上に関する研究”の成果の一部である．ここに記して深く謝意を表す．

参考文献(1) 黒瀬良一, 乱流混相燃焼, 日本燃焼学会誌, Vol. 52, pp. 302-310 (2010)