JAXA スーパーコンピュータシステム利用成果報告 （ 2018 年 4 月～ 2019 年 3 月）

将来輸送技術の研究(エンジン流路形状の研究)
報告書番号：R18JG3104
利⽤分野：研究開発
URL：https://www.jss.jaxa.jp/ar/j2018/9007/
責任者
沖⽥耕⼀, 研究開発部⾨第四研究ユニット
問い合せ先
宇宙航空研究開発機構研究開発部⾨第四研究ユニット 佐藤 茂( sato.shigeru@jaxa.jp )メンバ
佐藤 茂, 宗像 利彦, 福井 正明, ⾼橋 正晴

事業概要
再使⽤型宇宙推進機関であるスクラムジェットエンジンに就いて, その内部形状がエンジン性能に及ぼす影響を CFD 援⽤にて空気⼒学的に解明し, 同エンジンの設計に資すること.
⾓⽥宇宙センターに蓄積されている豊富なエンジン試験結果からエンジン性能向上に繋がる因⼦を抽出するためエンジン試験結果と対⽐する CFD を⾏い, またエンジン性能向上に繋がるものとして考案されたエンジン形態を CFD で試すこと.
参考 URL: https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/handle/a-is/877173

JSS2 利用の理由
⾓⽥宇宙センターではスクラムジェットエンジンの研究を進めており, ラムジェットエンジン試験設備(RJTF)を⽤いてエンジン性能試験を多数重ねて来ている. その過程では, 特に⾶⾏マッハ 6 条件
下ではエンジンの内部形状の⼀部の違いがエンジン性能に⼤きな影響を与えることが分かっている.
エンジンの主要素であるインレット, 分離部, ストラット等の内部形状の違いがエンジン性能にどの様に影響するのか, 当⾓⽥センターに蓄積されている豊富な実験データに基づき各形態のシミュレーションを CFD にて遂⾏すると共に, また試験未実施の形態についてもシミュレーションを⾏っている.
エンジン内部形状の空気⼒学的効果を CFD 援⽤により追求し, 実験データとの対⽐を重ね, 空⼒的効果を体系化し, スクラムジェットエンジンの設計の判断材料を構築する.

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宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP-19-002

今年度の成果⾓⽥宇宙センターに設置されているラムジェット試験設備(RJTF)にてエンジン試験実施済み形態と対⽐すべく, 改良型のエンジン形態の仮想実験を進めている. この形態は, スクラムエンジン流路の中央に設置される⽀柱(ストラット)の後縁を絞り込み且つ切り落としたボートテイル形のもので,エンジン試験実施済みのエンジンと基本⼨法は同⼀ながらエンジン推⼒性能の改善を図ったものである. 図 1 にエンジンの概要を, 図 2 には各形態を⽰す. この両者に就いてエンジン内部諸量の違いを⽐較した. ⽐較は 3 次元燃焼条件にて⾏い, エンジン内の衝撃波等の影響を調べることで⾏った.
計算には汎⽤熱流体解析ソルバ Fluent を⽤いた. 最少格⼦幅はストラット前縁周辺等の 0.1mm である. 計算ではエンジン左右中央断⾯を対称⾯とする右舷半裁を対象とし, 格⼦数は 503 万, 対流項
評価の数値流束は AUSM+, 制限関数は⼆次精度, 時間積分は陽的解法, 乱流モデルは k-ω である. 壁⾯は断熱壁と仮定した. 気流条件は, 流⼊マッハ数 5.3 等 RJTF エンジン試験条件に揃えている. 機体下⾯境界層に相当する設備境界層も込みである. 燃焼計算に関しては, 反応モデルは Petersen andHanson の論⽂*)を元に⽔素-酸素の反応式を Fluent に読み込ませたものを⽤いている. 燃焼モデルはスーパーコンピュータ"JSS2"を⽤いた. ⾓⽥からは遠隔利⽤である.
図 3 に燃焼条件下の燃料当量⽐分布を⽰す. 図 3a に 5/5 ⾼さストラット形態, 図 3b にはボートテイル形ストラット形態を⽰す. 何れもエンジン出⼝における値を等⾼線で⽰したものである. 5/5 ⾼さ
ストラット形態では全体的傾向は把握できているが, 計算値において両側板の天板寄りに当量⽐が⾼く張り出した位置が有り, 計測値よりも⾼い値となっている. ⼀⽅, ボートテイル形ストラット形態
では 5/5 ⾼さストラット形態よりも当量⽐の拡散が進んでおり, 当量⽐ 1. 0 を超える領域は少ない.
この両者の⽐較で⾔えば, ボートテイル形ストラット形態の⽅は相対的に燃料をエンジン断⾯内に広げる効果を有していることが確認できる.
図 4 では上記に対⽐し燃焼効率分布を⽰す. 図 4a に 5/5 ⾼さストラット形態, 図 4b にはボートテ
イル形ストラット形態を⽰す. 何れもエンジン出⼝における値を等⾼線で⽰したものである. 5/5 ⾼さ
ストラット形態を計測値と対⽐すると, エンジン断⾯中程で当量⽐が 0. 8 を下回る所が⽣じており,計測値を再現し切れていないことが分かる. ⼀⽅, ボートテイル形ストラット形態では 5/5 ⾼さストラット形態よりも当量⽐の拡散が進んだこともあり, 全体的に均された⾼効率分布となっている.
CFD の⽐較からすれば, このボートテイル形ストラット形態の⽅が⾼性能となり得る.
今後とも, 計算精度の向上を図りつつ CFD による検討を進め, 推⼒発⽣の源泉を⾒極める必要が有る. その源泉を⾒極めることでエンジンの性能確保の⽅法論を⽴てることが可能となる.
*)Petersen, E.L. and Hanson, R.K., Journal of Propulsion & Power, Vol. 15, No. 4, July-August 1999.

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図 1: 供試体エンジンの概要 試験台には天地逆に設置, 5/5 ⾼さストラット装備した姿

図 2: CFD ⽐較向けストラット⼆形態 a)5/5 ⾼さストラット形態は試験済み形態, b)ボートテイル形ストラット形態は改良型仮想形態(単位:mm)－259－This document is provided by JAXA.

宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP-19-002

図 3: 燃焼条件における当量⽐ φ 分布の計算値

図 4: 燃焼条件における燃焼効率 η 分布の計算値

成果の公表-査読なし論⽂1)佐藤 茂, 福井正明, 宗像利彦, 渡邉孝宏, 髙橋正晴, スクラムジェットエンジン性能向上に関する試み―燃焼状態の再現, 第 50 回流体⼒学講演会/第 36 回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム(平成 30 年 7 ⽉宮崎)論⽂集, 宇宙航空技術研究開発機構特別資料, JAXA-SP-18-005, 2019 年 2 ⽉-⼝頭発表
1)佐藤 茂, 福井正明, 宗像利彦, 渡邉孝宏, 髙橋正晴, スクラムジェットエンジン性能向上に関する試み―燃焼状態の再現, 第 50 回流体⼒学講演会/第 36 回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジ
ウム, 平成 30 年 7 ⽉宮崎－260－

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2)佐藤 茂, 福井正明, 宗像利彦, 渡邉孝宏, 髙橋正晴, スクラムジェットエンジン内の燃焼―衝撃波と燃料当量⽐分布, 平成 30 年度衝撃波シンポジウム, 平成 31 年 3 ⽉横浜3)髙橋英美, 宗像利彦, 佐藤 茂, 様々な⾶⾏条件下における極超⾳速機外部ノズルの性能評価, ⽇
本航空宇宙学会北部⽀部 2019 年講演会及び第 20 回再使⽤型宇宙推進系シンポジウム, 平成 31 年 3⽉, ⾓⽥JSS2 利用状況
 計算情報プロセス並列⼿法

熱流体解析汎⽤ソフト FLUENT 内部の並列処理に依拠

スレッド並列⼿法

熱流体解析汎⽤ソフト FLUENT 内部の並列処理に依拠

プロセス並列数

4-8

１ケースあたりの経過時間

720 時間 利⽤量
総資源に占める利⽤割合※1 (%)：0.00
内訳
計算資源
計算システム名

コア時間(コア・h)

資源の利⽤割合※2 (%)

SORA-MA

0.00

0.00

SORA-PP

0.00

0.00

SORA-LM

7.38

0.00

SORA-TPP

0.00

0.00

ファイルシステム資源
ファイルシステム名

ストレージ割当量(GiB)

資源の利⽤割合※2 (%)

/home

24.25

0.03/data246.18

0.00/ltmp

1,432.29

0.12

アーカイバ資源
アーカイバシステム名
J-SPACE

利⽤量(TiB)
0.36

資源の利⽤割合※2 (%)
0.01※1 総資源に占める利⽤割合：3 つの資源(計算,ファイルシステム,アーカイバ)の利⽤割合の加重平均※2 資源の利⽤割合：対象資源⼀年間の総利⽤量に対する利⽤割合－261－This document is provided by JAXA.