| 研究課題/領域番号 |
15H02321
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| 研究機関 | 名古屋大学 |
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研究代表者 |
佐宗 章弘 名古屋大学, 工学研究科, 教授 (40215752)
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| 研究分担者 |
岩川 輝 名古屋大学, 工学研究科, 講師 (70733236)
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| 研究期間 (年度) |
2015-04-01 – 2018-03-31
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| キーワード | 超音速流れ / 衝撃波 / 乱流 / 境界層 |
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| 研究実績の概要 |
本研究では、超音速流れが「乱れ」によって変調されるメカニズムを解明し、それを積極的に利用した新しい超音速飛行技術を開発することを目的として、①衝撃波圧力の緩和と②流れの損失低下に焦点を絞って実施した。大型正方形断面対向衝撃波管、矩形断面in-tube catapult launchバリスティックレンジ、100kHzまでの高繰返しパルスレーザーによりエネルギー付加した超音速風洞など、独自に開発した装置を活用した実験を中心に行った．①では、120mm×120mmの矩形断面を持つ対向衝撃波管システムを完成させ、キャリブレーション実験が完了し、対向作動の実験の態勢が整った。さらに，衝撃波－格子乱流対向干渉実験を行い、知見を得た。また、単一のレーザーパルスを単一箇所に集光し、絶縁破壊によって高温低密度領域を発生させることによって、バリスティックレンジによって射出された超音速自由飛行体が誘起する圧力場全域において変調が起こり、後端ブームを含めて遠方場ブームを低くできることを実証した。②では、マッハ1.9ならびにマッハ3.2の超音速風洞内の流れに対して，繰返しレーザーパルスによって乱れを導入し、超音速ダクト内の全圧損失が低減できることを実証した。
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| 現在までの達成度 (区分) |
現在までの達成度 (区分)
1: 当初の計画以上に進展している
理由
(1)衝撃波圧力の緩和
(1)－１．対向衝撃波管による衝撃波可視化・圧力変調
対向衝撃波管作動キャリブレーションが完了した。衝撃波面形状計測については、現在のところ2次元分布は可能になっているが、3次元計測について検討中。衝撃波面トポロジーと圧力変調の関係解明（含 Broken shock waveの実証）について、圧力・流速計測システムは完成したので、圧力波面計測法の完成を待って、実験を進める。(1)－２．衝撃波の能動的乱流変調：レーザーパルスを用いてバロクリニック効果による乱流を生成する方法を開発した。この技術を使って、レーザーパルス乱流生成によるソニックブーム低減のデモンストレーション実験に成功、全機周りの圧力場変調に効果があることが示された。(1)－３．乱流中超音速自由飛行：バリスティックレンジの作動と落下格子による乱流生成を同期した実験計測システムを開発した。この実現には、バリスティックレンジをＴＴＬ信号によってトリガー作動する機能が必要であり、それが安全を保って実現できた。落下格子誘起乱流中の自由飛行実験を行ったが、生成される乱流強度が不足しており、衝撃波背後圧力変調に顕著な効果は得られなかった。
(2)流れの損失低減：衝撃波‐境界層干渉現象の解明と能動制御
周波数制御された「乱れ」の導入によって、衝撃波－境界層振動を抑制できることが実証された。特に、乱れ導入周波数を高くすると、乱れ導入周波数での振動が見られなくなり、スペクトルが低周波数側にシフト、流れの安定性が向上した。これを用いて、レーザーパルス「乱れ」の導入による境界層剥離制御技術の原理実証がなされ、超音速ディフューザーの全圧損失が低減できることを実証した。
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| 今後の研究の推進方策 |
(1)衝撃波圧力の緩和：(a)対向衝撃波管による衝撃波可視化・圧力変調：120mm×120mmの正方形断面を持つ大型装置「対向衝撃波管」を用いて、垂直衝撃波と格子乱流の干渉実験のパラメトリックスタディをより広範な範囲で行ない、当該問題に対するより普遍的な研究成果を得る。干渉させる衝撃波と乱流の強さの相対的な強さの比較は、（衝撃波マッハ数）－１と乱流マッハ数の比で見積ることができると言われている。これまで前者の方が大きい条件でしか実験が実現できていないが、これを解決するために衝撃波発生部に多孔質板を挿入し、その穿孔比によって衝撃波マッハ数を低下させ、当該干渉が最も顕著に現れる条件での実験を実現させる。(b) 衝撃波の能動的乱流変調：平成28年度にパルス炭酸ガスレーザーを用いて自由空間にレーザー加熱低密度領域を発生させ、この領域を、バリスティックレンジにより射出された超音速自由飛行体が誘起する衝撃波と干渉させることによって、超音速飛行体全機周りの圧力変化が緩和されることが実証された。今年度は、この実験のパラメトリックスタディを行い、より普遍的な研究成果が得られることを目指す。(c) 乱流中超音速自由飛行：モデルを超音速で射出し、予め発生させた乱流場を通過したときの超音速飛行体近傍圧力場への影響を調べる。
(2)流れの損失低減：衝撃波‐境界層干渉現象の解明と能動制御：吸込み式超音速風洞（マッハ数2.0）および吹出し式超音速風洞（マッハ数3.2）を用いて、平成28年度に実証された超音速インテークモデル内部流れの全圧損失低減効果の可視化診断実験を行い、そのメカニズムを明らかにする。
以上の研究成果を総合し、人為的乱れの導入による衝撃波圧力の緩和、流れの損失低減の実証とメカニズムの解明、実用展開の可能性について、研究成果をまとめる。
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