第 24 回数値流体力学シンポジウム
C7‑2

斜め平板と超音速ジェット干渉に起因した空力騒音の解析
Acoustic Radiation from a Supersonic Jet Impinging on an Inclined Plate○ 堤誠司, 高木亮治, JAXA/JEDI, 相模原市中央区由野台 3-1-1, E-mail: tsutsumi.seiji@jaxa.jp
中西佑太, 岡本光司, 東大院, 柏市柏の葉 5-1-5
寺本進, 東大院, 文京区本郷 7-3-1
Seiji Tsutsumi, Ryoji Takaki, JAXA/JEDI, 3-1-1 Yoshinodai Chuuou, Sagamihara, Kanagawa
Yuta Nakanishi, Koji Okamoto, University of Tokyo, 5-1-5 Kashiwanoha, Kashiwa
Susumu Teramoto, University of Tokyo,7-3-1 Hongo, Bunkyo-ku
Mechanism of acoustics radiated from a M=1.8 ideally-expanded jet impinging on a flat plate inclined with 45 deg isinvestigated. In addition to the well-known free-jet noise sources such as the Mach wave and the fine-scale turbulence
mixing noise, additional two noise sources are found; 1) interaction between the plate shock and the vortex of the shear
layer, 2) another Mach wave radiated from the jet flowing along the inclined plate. The former is similar to theshock-associated noise, and the OASPL plot at far-filed shows omni-directional feature. The latter is the largest noise
source with the lowest frequency. Numerical result is validated by the present experiment. Depending on the
microphone location, prediction accuracy of the present CFD is satisfactory.

１．緒言
ロケットエンジンの推力は非常に大きいため，その排気プルー
ムから強烈な音波が発生する．例えば固体ブースタ 4 基を搭載したH-IIA ロケットの推力は800ton であり，
排気プルームは約107Wの音響パワ(190dB)を有する試算となる．リフトオフ時はこの強烈な音波が射場と干渉してロケット先端のフェアリングに到達し，搭載した人工衛星を加振する．打上げ時の音響振動レベルは規定
予め規定されており，搭載する人工衛星は規定値の振動レベルが負荷されても耐えるように設計しそして音響環境試験を実施して検証する．そのため，ロケットの設計開発時にはこの振動レベルを事前に予測すること，適切な減音対策を講じることの 2 点が求められる．
ロケットの打ち上時音響環境は国内外を問わず 1970 年代に開発された半経験則である NASA SP-8072(1)を用いて予測されてきたが，騒音発生機構が必ずしも明確でないためサブスケールモデ
ル試験との合わせこみが必要である上，適切な減音対策を講じることもできなかった．そこで JAXA/JEDI センターでは H-IIA ロケ
ットや M-V ロケットを対象に CFD を用いて打ち上時の音響解析を実施し(2),(3)，フリージェットから生じるマッハ波の影響や火炎偏向板との干渉によって生じる音響波の発生について議論してきた．M-V ロケットにおいて火炎偏向板との干渉によって生じる騒音に関してこれまでに実施してきた解析事例を簡単に紹介する．
Figure 1(a)より超音速の排気プルームが火炎偏向板と干渉することによってプレート衝撃波が生じていること，お椀形状をした火炎偏向板に沿ってプルームが流れ，火炎偏向板のエッジで吹きあげられていることが分かる．騒音発生源として考えうるプルームの不安定性は 1)火炎偏向板と衝突する前のフリージェット部，2)
お椀形状をした火炎偏向板内部，3)火炎偏向板エッジ部の吹上げ
部，の 3 つである．一方，OASPL 分布(Fig. 1(b))と比較すると，
上記のうち火炎偏向板内部のジェット不安定性とエッジ部の吹上げに対応して機体へと向かう音圧の高い領域が観察される．M-Vの例のように火炎偏向板との干渉によって空力騒音は発生しリフ
トオフ直後の比較的低高度の音響環境を支配する要因となる(4)わけだが，実機の火炎偏向板形状は必ずしも単純な形状をしている
わけではなく，複数の音源が複雑に干渉しており切り分けが難し
い．更に，実フライトでのマイクロフォン計測ではバックグラウ
ンドノイズの影響が大きかったり十分なデータ長を稼げなかった

りと信頼性が必ずしも十分であるわけではない．実験室レベルのより単純化した形状で基礎的な研究を実施する必要がある．

Plate Shockblow-up

Flapping(a) Mach number plot.

155 dB185 dB(b) OASPL distribution.
Fig. 1 Study on the M-V solid rocket.
1

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力学シンポジウウム
C
C7‑2
上から生じるマッ上ッハ波の発生を確を確認している(7-99)．また POD を適を用することによっ用って各周波数領域
域における音響
響波の発生パター
ーン
を調べた．
を
その結
結果，“impingemeent noise”の発生
生源はジェット中ト中心
軸と斜め平板の干軸干渉する点ではなはなくやや後流ににずれていること
とが
分った．
分
ただし，
，”impingement nooise”の発生機構
構は依然として不
不明
確であり，
確
更に CF
FD の検証に利用用できる実験デ
データは必ずしもしも十分ではない．
分
ーと東京大学ではは東大柏キャンパ
パス
そこで，JAXA//JEDI センターに設置された高エにエンタルピー風
風洞を空気源ととした実験解析とと，JA
AXA所有のスーーパーコンピューータを利用したたCFD解析を一昨
昨年より共同研究の一よ一環として実施施している．本稿
稿では共同研究のの現状について紹介す状
する．

過
過去に行われたた平板に衝突すする超音速ジェッットの騒音発生生に関すする研究の多く
くはジェット軸にに対して垂直な平な平板との干渉にによってて発生するトーーンノイズに着目目したものが多多い(5)．一方，筆
筆者
らはは実際の火炎偏偏向板を模擬したた初期傾斜角 555 度の斜め平板板に入射射したロケット
ト排気プルームかから生じる音響環
響環境について調調べた．
．その結果，ププルームと斜め平平板の干渉によ
よって生じる音響響波(“immpingement noisse”)と火炎偏向
向板上を流れるプ
プルームから生生じるハ
ハッマ波の発生生を明らかにした
た．
そして初期傾傾斜角を 75 度とと大きく
くすることで”immpingement noiise”を低減させるることが可能でであるこことを明らかににした(6)．一方 Nonomura
Nand Fuj
ujii はマッハ数 2，25
Re 数=10 の実験室
室レベルのジェェットを対象に 45
4 度平板との干干渉によよって生じる音
音響波について研研究を実施し，，フリージェット
ト部からら生じる音響波
波に加えて上記のの”impingement noise”と斜め平
平板

２．解析対象２
今回用いた供試
試ノズルは出口
口マッハ数が 1.8 の超音速ノズル
ルで，適正膨張条件下で
適で実験を実施した
した．温度比(=ノノズル入口全温/外
外気温度)は
温1.0 のコーールドジェットでトである．ノズル
ル出口径(20mm)を
を基
準とした
準
Re 数は
は 1.64×106 であある．火炎偏向板
板を模擬した 455 度の傾きを持つ斜めのめ平板をノズル出
ル出口から5D(D はノズル出口直直径)の位置に配置してのており，ポテン
ンシャルコアが崩崩れ始める前に斜斜め平板にジェットが平が入射することとになる．
３．実験手法３
本実験は東京大
大学柏キャンパス
パスにある極超音
音速高エンタルピ
ピー
風洞を用いた．出風
出口で流速がでできるだけ軸方向
向に向くようにノノズ
ルコンターは設計
ル
計した．本風洞の洞の淀み点圧力はは最大で 0.7MPaa で
あり，
あ
本研究で採
採用した M=1.8 のの供試ノズルでで適正膨張が達成
成できる．高速度カメ
きメラを利用したたシュリーレン可
可視化，衝突板上
上の非定常圧力計測，
非，マイクロフォォン計測，またピ
ピトー圧計測を実実施した．なお，本研
し研究では数値解析
析の検証のため
めにフリージェッット
でマイクロフォンで
ン計測やジェッ
ット軸のピトー圧
圧計測を行った．
．そ
の後5D
の
の位置に
に45 度平板を設置設置して衝突ジェ
ェットの実験を実実施した．実験手法にしに関する詳細は文
は文献(10)を参考さされたい．

Fig. 2 Regioon of the Roe scheeme indicated byy black color.

４．CFD
４
解析手法
法
JAXA で開発さされた upacs-LE
ES を用いて計算算を行った．検証証のために実施したフ
たフリージェット解
解析は LES を用用いた．SGS モデ
デル
としては
と
Smagoriinsky モデル(Cs==0.1)を用いた．
．時間積分は 3 次精
次度の度 TVD-RK 法を用いた．一方
法
方，供試ノズルのの Re 数は 106 オーオ
ダーと高いため，
ダ，衝突ジェットのトの場合は平板上
上の乱流境界層をを含めてめ LES にて解解析することは現現状の計算機能能力を考えると不不可能である．実機で能では Re 数が更にに 1 オーダー高高く，10 年後の計計算機性能を持ってし機
しても LES の適適用はグランドチ
ドチャレンジであある．
一方，野々村と藤一藤井によると斜めめ平板と超音速
速ジェットの干渉
渉によって生じる音響よ響波に着目した場
た場合，斜め平板
板の乱流境界層のの影
響は小さいことが響が分かっている((9)．そこで，本研研究では LES/RA
ANS
ハイブリッド法を
ハを利用し，斜め平平板の乱流境界界層は RANS にてて実(a)Freee jet.

(b) Impinnging jet.
Fig. 3 Compputational domainn. Every 2 points area indicated.

Fig.. 4 Time-averagedd axial-velocity plot.
p2

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陰解法を採用し，3 点後退差分と 4 回のニュートン反復を行うことで 2 次精度を維持している．なお，時間刻み幅は LES 領域で
CFL 値が 1 以下になるようにしている．フリージェット，衝突ジェットいずれも対流項は 6 次精度の Compact 法を採用し，10 次精度のローパスフィルタ(12)を用いて数値振動を抑えた．なお，フィルター係数は 0.48 である．超音速ジェットではちょっとしたせん
断層の渦運動に起因して発生した圧縮波が集積して形成される衝撃波や，また斜め平板との衝突によってプレート衝撃波が発生する．そのため Visbal と Gaitonde らの方法(13)を用いて衝撃波部分のみを抽出し Roe スキームに置き換えた．Roe スキームに置き換えられた場所は Fig.2 に示した黒色の部分である．プレート衝撃波
部分のみではなくジェットせん断層もRoe スキームに置き換わっており改善の余地があることが分かる．なお，粘性項は 2 次精度
中心差分法を用いている．また遠方場への音響波の伝播は FW-H法を用いた．
格子のトポロジーを Fig.3 に示す．Figure 3(a)に示した格子点数
はフリージェットで 3,600 万点，Fig.3(b)に示した衝突ジェットで2,100 万点である．
いずれも赤枠で囲まれた領域が格子を密に集めた計算領域であり，外部には 100D〜300D 程度のバッファ領域を設けている．ノズル壁面の最小格子間隔は 0.01 であり，ノズル壁
面境界層までは解像できていない．また今回はジェットせん断層に特に擾乱は導入していなかった．FW-H 法の積分面は Fig.3 の赤枠で示した部分である．
数値計算は JAXA 所有のスーパコンピュータ(富士通 FX1)の64CPU を用いて 1 週間程度を要した．物理時間で 5.6 msec ほど計算しており，FFT で 10 周期ほど平均化が必要だと考えると
1.8kHz(St=0.07)程度までは十分なデータ長を確保できている．

Fig. 5 Iso-surface of Q-invariant colored by streamwise vorticity (white
for positive values and black for negavie values). Static-pressure on the
XY and ZX-planes are indicated. Density is overlapped by volume
rendering.

５．フリージェット検証
フリージェットを対象に本解析手法の検証を実施した．Figure 4
は X 方向の平均流速分布であり，ノズル出口流速(Uj)で無次元化している．ノズル出口からバレル衝撃波構造が確認されるが，実験で取得したシュリーレン写真との比較からも同一の衝撃波パターンが観察されている．Figure 5 ではジェットの渦構造を Q 値で示す．Q 値は流れ方向の渦度で面塗りしており，渦度の正負はそれぞれ白・黒色で示す．第 4 章で述べたようにノズル入口部に特に擾乱は導入していないわけだが，X/D=1.0 付近から縦渦が発生
してボルテックスリングと絡み合い細かい渦を形成していく様子が確認できる．高亜音速ジェットの解析では擾乱を導入しなければ軸対称のボルテックスリングができ，このボルテックスリングが崩壊するときに非物理的な強い音波が発生する．そのボルテッ
クスリングを壊す役割を擾乱が受け持っているわけであるが(14)，超音速ジェットでは Fig.5 に示すようによりボルテックスリングの周波数が高いため周方向の不安定性に弱く，すぐに縦渦が発生
してより微細な渦に崩れていくため擾乱を特に導入する必要はな
かった．断面の静圧分布より上流側では微細な乱流渦から発生する乱流混合騒音が発生しており，ジェット軸に対して平行方向と上流方向に指向性を持つ周波数の高い音波が伝播している．
一方，
ジェット下流では波同士の間隔が広く下流方向へ強い指向性を持
つマッハ波が発生している様子が分かる．ジェット軸方向の時間
平均マッハ数分布を Fig. 6 では比較している．ここでは本実験，Panda and Seasholtz(15)の実験と CFD の 3 つ結果を載せいている．
実験結果はいずれも X/D=8.0 付近からジェットが崩れ始めているが，CFD 結果は X/D=7.0 付近と若干早い．今回用いた格子サイズで解像できる渦のスケールが大きいため，逆カスケーディング過程におけるせん断層の成長が早くなり，結果としてポテンシャル
コア位置が実験値よりも短くなったと考えられる．今後はさらにFig. 6 Time-averaged Mach number at the jet axis.

Fig. 7 Comparison of OASPL distribution at far-field.
施した．
LES/RANS ハイブリッド法は DES に代表される 1 方程式型のSGS モデルを用いるものやSmagorinsky モデルとRANS モデルの解とをブレンディング関数を用いて足し合わせるものなどがある(11)．ジェット騒音の計算では Smagorinsky モデルを用いたものが一般的であり1方程式型のSGSモデルを用いた例が非常に少ないことから，本研究ではブレンディング関数を用いたハイブリ
ッド法を採用した．なお，RANS モデルには Spalart-Allmaras モデ
ルを用いた．壁境界層の CFL 値が厳しいため時間積分法は MFGS
3

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りからせん断層がりが不安定化していている様子が観察察される．またジジェットの衝突部に生ッ生じるプレート衝ト衝撃波も観察さされ，大まかな流流れ
構造は実験と構
CFD で良い一致をを示している．F
Figure 10 はせん
ん断
層部の密度変動の層の PSD であり，，計測点は Fig.8 に丸で示した 4 点
である．
で
フリージ
ジェット部では S
St=4 ぐらいまで
で-5/3 乗則に従っっているが，平板下流
い流へ行くほど格子子が荒くなってているため解像でできている周波数は低て低くなるが，それれでも St=2 ぐら
らいまで-5/3 乗則
則に従っていることが従が分かる．密度の度の時間平均場をを Fig.11 に示す．
．プ
レート衝撃波だけレ
けでなく，斜め平め平板上面には三三日月状の衝撃波波の列が形成されてい列いる．Figure 12 ででは音響場を XY・ZX
X
平面内の
の静
圧分布で，
圧
その発
発生源となる非定定常流れ場を X 方向の渦度で面面塗りした
り
Q 値(正負負をそれぞれ白・黒で色分け)でで示す．また Figg.12
では斜め平板上のでのジェット広ががりを示すためにに密度のボリューーム
レンダリングを描レ描かせている．X
XY・ZX 平面のの静圧分布よりフフリージェット部からーらはジェット軸軸に対して平行方方向と上流方向にに指向性を持つ乱流混向混合騒音と下流へ
流へと指向性を持持つマッハ波が発発生している．またフしフリージェット
トとは異なりジェェットと斜め平板板の衝突点付近を中心
衝
心として球面上上に広がる音響波
波が観察される．
．ZX
平面に関しては斜平
斜め平板上を流れ流れるジェットかからも下流へと指と指向性を持つマッハ波
性波が発生する様子
子が確認され，，上記の 3 つの音
音源
は過去の研究からはら得られている知る知見(6-9)と一致す
する．Q 値で示しした
渦構造を見ると斜渦
斜め平板に衝突す突するまでのフリリージェット部にに関してはしFig.5 のフフリージェットのトの場合と同様にに X/D=1.0 付近かから縦渦が発生してい縦いるが，衝突後はは Y 方向に長くく延びる渦構造がが観察される．
察Figure 131 に示す ZX 平
平面の TKE 分布
布からもフリージ
ジェ

Z

X
Figg. 8 Instantaneouss gradient of denssity.

Fig.9 Schlieren image at 7kfps.

Plate Shock
Shock Trrain

Fig. 11 Time--averaged densityy plot at XZ-planee and at wall.
2
Fig.10 PSD off density. Samplinng points are indiccated in Fig.8.
細かい格子でグ細グリッドスタディ
ィを実施する予定定である．次ににノズル
ル出口から 40D
D 離れた遠方場のの OASPL 分布
布を Fig.7 においいて比較
較する．数値計
計算結果はいず
ずれも Troutt andd McLaughlin(166)とSeinner and Ponton(177)の結果と比べてて 3dB
程程度の予測精度度があり，30 度付
付近に見られるマ
マッハ波の指向向性
もと
とらえることがができている．こ
これより，本計算
算手法を用いててフリーージェットを精
精度よく見積もるることが検証でできた．
Z
６．衝突ジェット
６．
トFFigure8 に密度勾勾配の瞬時値をを示す．ノズル出
出口から 1D 程度
度下流かからジェットせせん断層が不安定
定化して渦構造が造が発生しているる．
そしして超音速ジェェットが斜め平板板に衝突して発生生するプレート
ト衝
撃波
波が観察される
る．Figure 9 には 7kfps のシャッッタースピードでで撮影ししたシュリーレ
レン画像を示してている．CFD 結果と同様に
結
1D
D辺

X
Y
Fig. 12 Iso-surface off Q-invariant coloored by streamwisse vorticity (whitee forposittive values and bllack for negavie vvalues). Static-preessure on the XY
Y andZX-planesZ
are inddicated. Density iss overlapped by volumev
renderingg.
4

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力学シンポジウ
ウムC
C7‑2られるプレート衝ら
衝撃波に T0+244μsec でせん断断層の渦が干渉しし，
T0
0+48μsec ではは干渉によって発発生した音波がが伝播する様子がが分かる．このようにかにプレート衝撃波
撃波とせん断層のの渦との干渉によよって音が生じておりてり，これは衝撃波
撃波関連騒音の発発生機構に相当すする(18))．Nonomura andd Fujii の研究かからジェットと斜
斜め平板の干渉にによって生じる音響波
っ波の発生源はジジェット中心軸とと斜め平板の干渉
渉す(る点ではなくややるや後流にずれてていることが分分かっているが(8)，Fig
g.15 にて観察さされるように発生
生源がせん断層
層とプレート衝撃
撃波の干渉から発生しのしているからであであると考えられれる．
大まかな騒音発生
大生機構は上記で議で議論してきたよ
ようにきた通りでりであるが，放射されたるた音響波は複雑に干渉しておりり，更に斜め平板
板を反射するものも含反含まれる．ロケ
ケットに影響を与与える主要な音源
源を明らかにすること
明とが重要であるた
るため，数値計算
算から得られた音音響場について以下で場
では詳しく議論すする．Figure 166(a)はノズル中心
心を通る
通 XY 平面内のの OASPL 分布をを示す．Figure 16(b)はジェッ
ット軸と斜め平板の交点と点から 40D 離れれた遠方場におけ
ける OASPL の 1 次
元分布であり，
元
1500 度と 210 度をを境に 3 つの領域
域に分けられる．
る．
(対称性を考慮すると
称と A, B の 2 つのの領域となる．)) ここで興味深
深いのはの A の領域は全全方向指向性をを示しており，これは衝撃波関連
こ連騒ット部のせん断層
層と斜め平板上にに TKE が大きいい領域が見られ，，これら
らの領域が乱流
流混合騒音やマッッハ波の発生源
源となる．ノズル
ル中心軸
軸と斜め平板のの交点から40D離離れた遠方場におにおけるマイクロロフ
ォンン計測結果とのの計算結果を Figg.14 にて比較すする．縦軸は 1/3 オ
クタ
ターブバンド SP
PL であり，マイイクロフォン位置
置は Fig.13 にああわせてて示しているよ
ようにジェット中
中心軸から90 度と135
度
度の2 点で点ある
る．135 度の位置
置では実験と数値
数値計算は St=0.221 を除いてほぼ
ぼよい一一致を示しておおり，1/3 オクタ
ターブバンドで 3dB
3 程度の範囲
囲内で予予測ができていいる．一方，90 度の位置では全体度
体的に差が大き
きく，5dB
B 程度から 10dB
dB 程度ある．実実験で使用していている斜め平板はは有限なな大きさでありり，エッジ部からら新たな騒音が発が発生している可可能性ががシュリーレンン画像より観察さされている．一方
一方，数値計算ででは格子
子収束性のチェェックなど調べる
ることがある．
実
実験･数値計算とともに原原因を詰めていいく予定である．
．
ジ
ジェットが斜めめ平板と衝突するることによって球
球面上の音響波
波が生じじることは Fig.112 から観察されれるわけだが，そ，その発生機構はは必ずししも自明ではなない．そこで Figg.15 ではプレー
ート衝撃波近傍をを拡大しした図を時系列
列に 3 つ並べてみみた．ジェットせトせん断層の波打打つ
構造
造が黒線で示しした密度等高線よより分かる．
Figuure 15(a)の T0 で見で(a) T0.

Fig. 13 TKE ploot at ZX plane.

(b) T00+24μsec.

(c) T00+48μsec.
Fig. 15 Interactiion of shear layerr and plate shock.. Contour-surfacee:sstatic-pressure,
Coontour-line: densiity.

Fig.14 Com
mparison of 1/3 occtaveband SPLs at
a R=40D.
5

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B

A

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領域は 75 度にピークがあることが分かる．75 度は 45 度の傾斜角を持つ斜め平板から見て 30 度であり，ちょうど Fig.7 で確認されるフリージェットのマッハ波の指向性と一致するため，平板上面
を流れるジェットから発生するマッハ波であると考えられる．一方，D の領域の狭帯域 SPL は St=0.8 あたりにピークがあり，
St=0.4あたりにピークがあるCに比べて高周波側にピークがずれている．
Figures 16, 17 の A, C, D を比較すると St>1 ではスペクトルが一致していることから，St>1 の領域はプレート衝撃波とせん断層渦との干渉に起因した衝撃波関連騒音であると考えられ，領域ＣのSt<1 は斜め平板を流れるジェットから生じるマッハ波であると考えられる．ただしこれまでの議論では斜め平板の反射の影響が不明確であり，今後さらに詳細な議論が必要である．

θA(a) OASPL distribution.

C

D
E
A

B

θ

A
F
(a) OASPL distribution.

(b) Plot of OASPL at R=40D.

C

D

E

F

(b) Plot of OASPL at R=40D.
Z(c) Narrowband SPLs at R=40D.
Fig. 16 Acoustic field at XY plane.
音の特徴を表している．確かにフリージェット部から生じた広帯域の乱流騒音が斜め平板上で反射する影響も考えられるが，Fig.15 で示した衝撃波/渦干渉が主要な騒音源の 1 つであることを示している．一方，150 度<θ<210 度の領域は 40D 位置の OASPL
値で見て 3dB ほど低くなっているが，Fig.16(c)に示した各領域の代表的な狭帯域SPL分布をみる限りスペクトルの形に大きな違いは見られないため，ノズル自体の影響が現れたためだと考えられる．次に Fig. 17(a)ではノズル中心を通る ZX 面における OASPL
分布を示す．Figure 17(b)は 40D における OASPL の 1 次元分布であり，この分布の形から大きく 4 つの領域(C〜F)に分割できる．
それぞれの境界はFig.17(b)の点線で示したように100 度，
135 度，
180 度にあり，C〜F 領域は Fig.17(a)に示した通りである．Figure17(c)では各領域の典型的な狭帯域 SPL 分布を示す．これより A(c) Narrowband SPLs at R=40D.
Fig. 17 Acoustic field at ZX plane.
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宙工学会年会，A28(2010).
(11) 笠木伸英，河村洋，長野靖尚，宮内敏雄, “乱流工学ハンドブ
ック,” 朝倉書店, pp.343-349(2009).
(12) Gaitonde, V., and Visbal, M., “Pade-Type Higher-Order Boundary
Filters for the Navier-Stokes Equations,” AIAA Journal, Vol.38,
No.11, pp.2103-2112(2000).
(13) Visbal, M., and Gaitonde, V., “Shock Capturing Using
Compact-Differencing-Based Methods,” AIAA Paper 2005-1265(2005).
(14) Fukuda, Y., Teramoto, S., and Nagashima, T., “Large Eddy
Simulation of a High Subsonic Jet and Noise Generation,” Asian
Joint Conference on Propulsion and Power, C7-2(2008).
(15) Panda, J., and Seasholtz, “Experimental Investigation of Density
Fluctuations in High-speed Jets and Correlation with Generated
Noise,” Journal of Fluid Mechanics, Vol.450, pp.97-130(2002).
(16) Trout, T.R., and McLauglin, D.K., “Experiments on the Flow and
Acoustic Properties of a Moderate-Reynolds-number SupersonicJet,” Journal of Fluid Mechanics, Vol.116, pp.123-156(1982).
(17) Seiner, J.M., and Ponton, M.K., “Aeroacoustic Data for HighReynolds Number Supersonic Axisymmetric Jets,” NASA
TM-86296(1985).
(18) Lui, C., and Lele, S.K., “Sound Generation Mechanism of
Shock-Associated Noise,” AIAA Paper 2003-3315(2003).

７．まとめ
ロケットの火炎偏向板を模擬した傾斜角 45 度の斜め平板に出
口マッハ数 1.8 の適正膨張ジェットが干渉することによって生じる騒音発生機構について，数値計算と実験から解析を実施した．
まず数値計算手法の検証のためフリージェットに関して計算を実施した．その結果，定性的には微細な乱流渦から発生する乱流混合騒音や下流方向に強い指向性を持つマッハ波を捉えることができた．また定量的には本実験の測定結果と過去の実験結果と比較
し，OASPL 値で 3 dB 程度の予測精度が得られた．
次に衝突ジェットについて調べた．定性的には実験で得られた
シュリーレン画像に対応するプレート衝撃波などが捉えられた．
また音響発生機構として，1) フリージェット部の微細な乱流渦から生じる乱流混合騒音，2)フリージェット部と斜め平板上の 2 か所から生じるマッハ波, 3) せん断層の渦とプレート衝撃波の干渉によって生じる衝撃波関連騒音に似た騒音源，の 3 つが主要なものであるということが分った．また遠方場におけるスペクトルを調べたところ，衝撃波関連騒音に似た全方向指向性を持つスペク
トルが得られた．更に斜め平板に沿って下流側の計測点では低周にピークを持つマッハ波が観察された．限られたマイクロフォン
位置では実験と数値計算結果は定量的によい一致が得られたが，必ずしも比較した全点でよい一致が得られているわけではない．
また発生した音波が斜め平板を反射して伝播することも考えられるが，本研究では反射の影響については必ずしも明確にすることはできなかった．数値計算では格子収束性について，実験では誤差要因の同定など詰めていく予定である．さらに，数値計算と実験の双方から騒音源と計測される音のスペクトルの関係を詳細に調べる予定である．
参考文献(1) Eldred, et al, “Acoustic Loads Generated by the Propulsion System,”NASA SP-8072 (1971).
(2) Tsutsumi, S., Takaki, R., Shima, E., Fujii, K.., and Arita, M.
“Generation and Propagation of Pressure Waves from H-IIA
Launch Vehicle at Lift-off,” AIAA Paper 2008-390 (2008).
(3) Tsutsumi, S., Fukuda, K., Takaki, R., Shima, E., Fujii, K., andUi, K., “Numerical Study on Acoustic Radiation for Designing
Launch-pad of Advanced Solid Rocket,” AIAA Paper 2008-5148(2008).
(4) Tsutsumi, S., Fukuda, K., Takaki, R., Ishii, T., and Ui, K., “Acoustic
Design of Launch-Pad for Advanced Solid Rocket,” J.A.S.A., vol.
127, no. 3, pp. 1742 (2010).
(5) Krothapalli, A., Rajkuperan, E., Alvi, F., and Lourenco, L, “FlowField and Noise Characteristics of a Supersonic Impinging Jet,”
Journal of Fluid Mechanics, Vol.392, pp.155-181(1999).
(6) Tsutsumi, S., Susumu, K., Fukuda, K., Takaki, R., Ui, K., “Effect ofDeflector Shape on Acoustic Field of Launch Vehicle at Lift-off,”
AIAA Paper 2009-328(2009).
(7) Nonomura, T., Goto, Y., and Fujii, K., “Acoustic Waves from a
Supersonic Jet Impinging on an Inclined Flat Plate,” AIAAPaper 2010-476(2010).
(8) Nonomura, T., and Fujii, K., “POD of Aeroacoustic Fields of a Jet
Impinging on an Inclined Plate,” AIAA Paper 2010-4019(2010).
(9) 野々村拓, 藤井孝藏, “斜め平板に衝突する超音速ジェットと発生音響波の超大規模 LES 解析”, 第４2 回流体力学講演会/
航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウ
ム,1C6,(2010).
(10) 岡本光司，中西佑太，堤誠司，寺本進，奥抜竹雄，”斜め平板に衝突する超音速噴流における非定常現象,” 日本航空宇7

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