斜め衝撃波を伴う流れの高解像度シミュレーション

平成3年度までにすでに提案された空間方向最大5次精度を有した上流差分法を基にして以下の計算コードを作成した。(1)超音速軸流圧縮機翼列流れ計算コード。これは、次世代ターボファンエンジンを構成する圧縮機翼列翼の開発を支援する目的で開発された計算コードであり、上記差分法を用いることで従来の方法に比べ垂直および斜め衝撃波の解像度が向上したのに加え、斜め衝撃波と境界層との干渉による反射衝撃波も鮮明に捕獲することができた。この研究成果に関しては、AIAAならびに国内外の学会においてすでに報告している。(2)非定常遷音速・超音速タービン翼列流れ計算コード。1)と同様に航空機エンジンのタービン翼列翼ならびに発電用蒸気タービンやガスタービン内のタービン翼列翼の開発を支援する目的で開発された計算コードである。上記差分法に加え、時間方向の最大2次精度を有した陰的時間進行法により、翼後流の渦の挙動、そしてその渦と翼後縁に発生した衝撃波との時間に依存した干渉がシミュレートされた。この研究成果に関しては、日本機械学会全国大会等で発表している。(3)三次元超音速混合層の計算コード。スクラムジェットエンジン内に発生する反応を伴った超音速流れの挙動を解明する目的で、まずは流れを単純な三次元混合層と仮定し、速度の違いによる渦の成長過程をシミュレーとする目的で開発された計算コードである。これより、渦の成長が混合層の相対的な速度差に非常に影響していることがわかった。中でも相対速度がマッハ2を超えるような混合層では渦が成長せず、結果的に混合が非常に起こりにくいことが明らかとなり、上記挙動を解明する上で非常に貴重なデータを得ている。こけ研究成果に関しては、13thInt.Conf.onNumerical Methods inFluidDynamics,Romaを初めとした国内外の学会において発表している

平成3年度までにすでに提案された空間方向最大5次精度を有した上流差分法を基にして以下の計算コードを作成した。(1)超音速軸流圧縮機翼列流れ計算コード。これは、次世代ターボファンエンジンを構成する圧縮機翼列翼の開発を支援する目的で開発された計算コードであり、上記差分法を用いることで従来の方法に比べ垂直および斜め衝撃波の解像度が向上したのに加え、斜め衝撃波と境界層との干渉による反射衝撃波も鮮明に捕獲することができた。この研究成果に関しては、AIAAならびに国内外の学会においてすでに報告している。(2)非定常遷音速・超音速タービン翼列流れ計算コード。1)と同様に航空機エンジンのタービン翼列翼ならびに発電用蒸気タービンやガスタービン内のタービン翼列翼の開発を支援する目的で開発された計算コードである。上記差分法に加え、時間方向の最大2次精度を有した陰的時間進行法により、翼後流の渦の挙動、そしてその渦と翼後縁に発生した衝撃波との時間に依存した干渉がシミュレートされた。この研究成果に関しては、日本機械学会全国大会等で発表している。(3)三次元超音速混合層の計算コード。スクラムジェットエンジン内に発生する反応を伴った超音速流れの挙動を解明する目的で、まずは流れを単純な三次元混合層と仮定し、速度の違いによる渦の成長過程をシミュレーとする目的で開発された計算コードである。これより、渦の成長が混合層の相対的な速度差に非常に影響していることがわかった。中でも相対速度がマッハ2を超えるような混合層では渦が成長せず、結果的に混合が非常に起こりにくいことが明らかとなり、上記挙動を解明する上で非常に貴重なデータを得ている。こけ研究成果に関しては、13thInt.Conf.onNumerical Methods inFluidDynamics,Romaを初めとした国内外の学会において発表している