著者

小寺 正敏 須浪 徹治 伊藤 勝宏 Kodera Masatoshi Sunami Tetsuji Ito Katsuhiro

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2005論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings of Aerospace Numerical Simulation Symposium 2005 (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-05-017, pp.221-226, 2006-02-28

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In this study, CFD has been applied to the prediction of the characteristics of two scramjet engines that will be tested at Mach 8 in JAXA's flight program for 2005. The engines each has the Hyper Mixer (HM) injector, which generates streamwise vortices to enhance supersonic mixing and combustion, or the Back Step injector (BS), which generates no streamwise vortices. CFD results showed good agreements with data obtained from preflight experiments in the High Enthalpy Shock Tunnel. Comparisons between the CFD results for the two engines showed that the mixing ability of the engine with HM (HM engine) was much better than that of the engine with BS (BS engine), because streamwise vortices promoted the spread of H2 distribution over the combustor flow path for HM engine, though the H2 distribution concentrated near the combustor bottom wall for BS engine. Therefore combustion occurred widely in the supersonic core flow for HM engine, while ignition occurred near the injector within the bottom wall boundary layer and combustion occurred locally along the edge of the H2 distribution for BS engine. The total pressure and heat losses were larger for HM engine than those for BS engine despite the larger amount of heat release. Thus the Thrust Potential (Tp) was superior for HM engine to that for BS engine, though Tp for HM engine decreased and approached to that for BS engine as going downstream of the combustor due to the losses dominating over the increment of heat release. This tendency was more remarkable when the nozzle with a fixed expansion ratio was applied to the engines. The changes of the free stream and wall temperatures proved to be sensitive for only the ignition point for HM engine. The change of the fuel equivalence ratio largely affected the ignition point and the heat release distribution for HM engine, while only the heat release distribution in the downstream of combustor for BS engine.

著者

須浪 徹治 新井 隆景 滝田 謙一 松尾 亜紀子

出版者

独立行政法人宇宙航空研究開発機構

雑誌

基盤研究(S)

巻号頁・発行日

2009-05-11

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H22年度研究実施計画に基づき研究を実施し,下記の成果を得た.1.境界層制御について,インレットと燃焼器の境界層剥離抑制を目的に,縦渦導入装置を設計し,燃焼実験による剥離抑制効果の確認と,着火・保炎等の燃焼特性への影響を調査した.また,壁面摩擦抗力低減の理論的検討を進めた.2.燃料噴射器・混合制御手法では,噴射器の縦渦導入部形状をパラメータとした性能評価を非燃焼・燃焼実験,CFD解析により実施し,混合・燃焼性能向上に必要な知見・データを取得した.3.着火・保炎・燃焼制御手法では,実験で観察された超音速燃焼器内のデトネーション生成・伝播・減衰の過程をCFDにより再現するとともに,伝播条件・伝播特性について調べた.着火装置について,超音速流中で誘電体バリア放電と非平衡プラズマの生成に成功し,これを用いた燃焼試験を実施した.4.広帯域燃焼器設計について着火,保炎,燃焼,インレット-燃焼器干渉抑制の全ての性能向上を目的とした燃焼器流路の形態提案と形状設計を行い,第1期エンジン設計へ適用した.5.インレット始動特性・性能評価については,可変形状インレットの可変量変化に伴う性能(インレット出口気流状態)についてCFDにより調べた.また,インレットの設計・性能予測ツールに関し,CFDによる評価・検証を進め,広帯域インレット最適化に向けた課題抽出を行った.6.第1期エンジンについては,H21年度成果および上記1~5の重要成果を適用してエンジン形態決定・形状設計・製作を行った.また,CFDによる事前性能評価を行った.7.燃焼器作動特性・性能評価については,HIEST燃焼実験(H24年6月)により実施予定である.