| 研究概要 |
1.圧縮性反応性気体に対するレイノルズ平均保存型ナヴィエ・ストークス方程式を酸素-水素2もしくは8段階総括反応モデル,k-εまたはk-ω乱流モデルを用いて差分法で解く数値解析コードを使用して,スクラムジェットエンジン燃焼器に関する種々のパラメータに対しての三次元混合・燃焼の流れ場の数値計算を行った.
2.希薄燃焼による高温の模擬空気(Vitiated Air)を用いる超音速燃焼風洞を稼働させた.試験部は超音速気体の三次元混合拡散・化学反応流れ場をレーザ誘起蛍光法・ラマン分光法を用いて光学的計測するための計測部と性能試験を行うための観測窓なしの計測部を準備し,前者を用いて目視で試験部での着火を確認し,後者を用いて風洞の性能試験を行い,設計通りの温度,圧力,マッハ数で一様な流れが試験部で得られることを確認した.超音速ノズルの設計では,特性曲線法と境界層補正による設計法を用いたが,性能試験により,本設計法が高温反応性気体に対しても有効であることを検証した.
3.エキシマレーザとCCDカメラシステムを用いてのレーザ誘起蛍光法による三次元定量測定手法を確立するべき実験を行い,OH基の校正バ-ナでの可視化を行った.また,校正バ-ナでの燃焼場の化学成分の絶対濃度を計算するための,平衡化学成分計算コードの開発を行った.さらに,検証の目的のため,従来考慮されていなかった質量拡散を考慮した軸対象火炎の数値計算を行った.
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