| 研究課題/領域番号 |
21K04491
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| 研究種目 |
基盤研究(C)
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| 配分区分 | 基金 |
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| 応募区分 | 一般 |
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| 審査区分 |
小区分24010:航空宇宙工学関連
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| 研究機関 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 |
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研究代表者 |
丸 祐介 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構, 宇宙科学研究所, 准教授 (20524101)
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| 研究分担者 |
佐藤 哲也 早稲田大学, 理工学術院, 教授 (80249937)
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| 研究期間 (年度) |
2021-04-01 – 2025-03-31
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| 研究課題ステータス |
交付 (2023年度)
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| 配分額 *注記 |
4,160千円 (直接経費: 3,200千円、間接経費: 960千円)
2023年度: 1,040千円 (直接経費: 800千円、間接経費: 240千円)
2022年度: 2,470千円 (直接経費: 1,900千円、間接経費: 570千円)
2021年度: 650千円 (直接経費: 500千円、間接経費: 150千円)
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| キーワード | エアインテーク / 境界層 / 空気吸込式エンジン / 超音速飛翔体 |
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| 研究開始時の研究の概要 |
本研究では，空気吸込式エンジンを搭載した超音速飛翔体を想定し，機体との干渉効果を考慮した空気取入口(インテーク)の最適設計化手法の構築とその評価を行う.全機抵抗の低減を考え，機体形状に適合する三次元形状Busemannインテークの設計手法を導入する．Busemannインテークは理論的には性能が高いが，機体の厚い境界層の取り扱いが課題であり，飛行速度や姿勢の変化も考慮した総合的な最適化設計が必要である.さらに，境界層を積極的にインテークに吸い込ませることにより，Boundary Layer Ingestion (BLI) 理論を応用し，エンジン単体ではなく，全機でのエネルギ効率の向上を図る．
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| 研究実績の概要 |
2022年度までの研究により，対象とする超音速エアインテークの流路形状設計上の課題として，(1)超音速ディフューザー部の境界層流路補正，(2)亜音速ディフューザ部での剥離抑制，が識別されていた．2023年度は，まず，(1)の超音読ディフューザー部の流路形状設計の研究を進めた．Busemannインレットの設計パラメータとして，流路出口のマッハ数があり，このマッハ数が，インテークの収縮比を決める．自己始動性を確保でき，かつできるだけ損失の少ない流路形状を設計した．その上で，Busemannインレット形状が，基本的に軸対称流れを利用していることに鑑み，軸対称境界層積分方程式に基づいて，流路の境界層厚さを推算し，推算した厚さ分だけ流路をオフセットさせて流路形状を補正した．このように設計した流路形状について，CFDによって性能や特性を評価し，CFD上は，始動性の確保や，境界層厚さ分の流路補正の有効性を確認することができた．一方，(2)の亜音速ディフューザ部の流路形状設計については，面積変化率のパターンを機械的にいくつか変えた流路を試行したが，剥離を劇的に抑制することはできなかった．結果として，流路全体にわたって一律のパラメータを機械的に当てはめる方法では適切な流路形状を表現できず，柔軟な自由表面を表現する手法の必要性を認識するに至った．研究の成果を反映したインテーク流路形状の風洞実験模型を製作し，風洞実験に供試して，実験的に流路形状設計の有効性を評価する計画であったが，亜音速ディフューザ部の流路形状設計が完了しなかったため，風洞実験による評価は実施できなかった．
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| 現在までの達成度 (区分) |
現在までの達成度 (区分)
3: やや遅れている
理由
インテーク流路の２つの大きな区分のうちの一つである亜音速ディフューザ部の流路形状設計を完了することができず，評価用の風洞実験模型の製作を行うことができなかった．そのため，超音速ディフューザー部の設計上の工夫の有効性を実験的に評価できなかったため．
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| 今後の研究の推進方策 |
亜音速ディフューザ部の流路形状設計に対しては，流路全体にわたって一律のパラメータ（面積変化率，など）を調整する方法では不十分であることがわかった．そこで，流路の部分毎にパラメータを設定する方法や，自由形状を表現する手法の適用を検討する．亜音速ディフューザ部の流路形状設計およびその結果を反映した風洞実験模型の製作，さらにその模型を用いた風洞実験の実施を，研究期間を１年延長して行うこととした．
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