スクラムジェットエンジン内部形状の最適化

超燃冲压发动机内部几何结构优化

• 批准号: 03J07299
• 负责人: 河内 俊憲
• 金额: $ 1.09万
• 依托单位: Tohoku University
• 依托单位国家: 日本
• 项目类别: Grant-in-Aid for JSPS Fellows
• 财政年份: 2003
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 2003 至 2005
• 项目状态: 已结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/grant/KAKENHI-PROJECT-03J07299/
• 关键词: スクラムジェット; 超音速燃焼; 拡散火炎; 燃焼効率; 混合効率; 熱流束; CFD; 数値粘性; 正味推力; 内部抗力; 境界層抽気; 理論推力; 達成度

極超音速飛行するスペースブレーン用のエンジンとして有望視されている,スクラムジェットエンジン内壁におけるレイノルズアナロジーの妥当性を,数値計算を用いて定量的に議論し,その適用限界を調べた.その結果±10%程度の範囲で,エンジン内壁のおよそ90%でレイノルズアナロジーが適用できることが分かった.そこで,このレイノルズアナロジーを組み込んだ一次元解析により,いくつかのエンジン形状と飛行条件について熱負荷や冷却要求を調べた.例えばストラット付きエンジンでは,マッハ8飛行条件において,エンジン平均熱流束は燃焼時に0.5MW/m2となり,冷却に必要な水素流量は,燃焼用の燃料流量と同程度になることが分かった.従って,今後エンジンの作動マッハ数域を広げるには,冷却要請のおよそ80%を占める燃焼器においてフィルム冷却を行ったり,形状を最適化していく必要がある.マッハ6飛行条件のストラット付きスクラムジェットエンジンと,そのエンジンの燃焼器の一部を切り出したセクター燃焼器モデルに対して反応流計算を行い,エンジン内の火炎形状が,燃焼性能をどのように決定しているのか,またインレットの偏流が燃焼性能に対してどのような影響を与えているかを考察した.その結果,インレットの偏流により,燃料の大規模な合体が生じ,燃焼効率の増加が著しく抑制されていることが分かった.従って,今後エンジン性能を改善していくには,燃料噴流の合体を防ぐために,燃料噴射孔間隔の最適化を図ること,特にインレットを最適化し,カウル衝撃波による境界層内の二次流を低減していく必要がある.また数値計算で得られた,エンジン内の火炎構造と燃焼効率分布を比較することで,供試エンジンでも,ストラット壁側からの垂直噴射,ストラットベース面・カウル側からの平行噴射を行えば、燃焼性能を改善しうることが分かった.

hypersonic flight is expected to be a critical process for determining the suitability of the aircraft for use in hypersonic flight. The result is ±10% of the range, and the inner wall of the film is 90% of the range. The heat load and cooling requirements are adjusted according to the flight conditions. For example, under flight conditions, the average heat flux is 0.5MW/m2 for combustion, the necessary water flux for cooling is 0.5MW/m2 for combustion, and the fuel flux for combustion is 0.5MW/m2 for cooling. For future operations, the number of fields to be cooled is 80%, and the shape of the burner to be cooled is optimized. A part of the burner was cut off from the burner under flight conditions. The shape of the flame in the burner was calculated to determine the combustion performance. The influence of the deviation combustion performance on the combustion performance was investigated. As a result, the fuel mass is produced and the combustion rate is increased. In order to improve fuel performance in the future, it is necessary to optimize the fuel injection hole spacing and reduce the secondary flow in the boundary layer. Calculation of numerical values obtained by comparing the combustion structure and combustion efficiency distribution in the test chamber, vertical injection on the wall side, parallel injection on the surface side, and improved combustion performance.

项目成果

Problems of Numerical Diffusion Found in Scramjets

超燃冲压发动机中发现的数值扩散问题

• 发表时间: 2005
• 期刊: AIAA 13^<th> International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference AIAA paper 2005-3216(掲載決定)
• 作者: Toshinori Kouchi;Tohru Mitani;Goro Masuya
• 通讯作者: Goro Masuya

河内俊憲, 三谷徹, 平岩徹夫, 富岡定毅, 升谷五郎: "抗力測定によるスクラムジェットの推力性能見積もり"日本航空宇宙学会論文集. 第51巻 第595号. 403-411 (2003)

Toshinori Kawachi、Toru Mitani、Tetsuo Hiraiwa、Sadatake Tomioka、Goro Masutani：“通过阻力测量估算超燃冲压发动机的推力性能”，日本航空学会学报，第 51 卷，第 595 期，403-411（2003 年）

三谷徹, 富岡定毅, 苅田丈士, 谷香一郎, 鎮西信夫, 河内俊憲: "RJTF試験におけるスクラムジェット性能達成度"日本航空宇宙学会論文集. 第52巻 第600号. 1-9 (2004)

Toru Mitani、Sadatake Tomioka、Takeshi Karita、Koichiro Tani、Nobuo Chinzei、Toshinori Kawachi：“RJTF 测试中的超燃冲压发动机性能达到水平” 日本航空学会学报，第 52 卷，第 600 期，1-9（2004 年） ）

Flame structures and combustion efficiency computed for a Mach 6 scramjet engine

• DOI: 10.1016/j.combustflame.2004.10.004
• 发表时间: 2005-08
• 期刊: Combustion and Flame
• 影响因子: 4.4
• 作者: T. Mitani;T. Kouchi

Toshinori Kouchi, Tohru Mitani, Masatosh Kodera, Goro Masuya: "Numerical Simulations in Scramjet Combustion with Boundary-Layer Bleeding"AIAA 12^<th> International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. AIAA paper 2003-7038. (200

Toshinori Kouchi、Tohru Mitani、Masatosh Kodera、Goro Masuya：“超燃冲压发动机燃烧与边界层渗漏的数值模拟”AIAA 第十二届国际航天飞机和高超音速系统与技术会议。