Wall-model construction for shock wave and thermal turbulent boundary layer interactions in a rocket engine nozzle and investigation of a nozzle self-oscillation phenomena

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本研究課題の目的は、ロケットエンジンノズルの構造的損傷をもたらす恐れのある衝撃波自励振動現象について、ノズル内流れ場を数値計算により再現することで衝撃波振動発生のメカニズムやその制御手法を明らかにすることである。衝撃波振動によるロケットエンジンへの構造的負荷は特に打ち上げ直後の低高度域にて生じることが考えられ、本課題で得られた研究業績はロケット打ち上げ時の故障リスクを事前予測する、あるいは軽減することに寄与する重要なものである。令和4年度においては、ノズル内壁における乱流境界層の壁面近傍をモデル化する流体数値計算手法を用いて、過膨張条件下におけるノズル内の衝撃波自励振動現象を再現することに成功した。壁面近傍の流体流れをモデル化することにより、従来の数値計算に比べて大幅に計算コストを低減することを達成している。過去の実験結果と比較しても定性的に良い一致が得られており、実現象に則した高忠実な物理が本課題の数値計算によって再現されていると考えられる。さらに、実際のロケットエンジンノズルに備わっている壁面冷却システムが衝撃波振動現象に及ぼす影響についても検証を行った。これは世界的にみても先駆的な検証であり、実機ロケットエンジンにおける衝撃波振動をより正確に数値予測する、あるいは壁面冷却を衝撃波振動制御の手段として検討するうえで重要な意義を持つものである。研究結果は壁面冷却によって衝撃波振動範囲がノズル出口側に遷移することを示唆しており、その要因として壁面冷却による境界層剥離抑制効果が考えられる。壁面冷却による境界層剥離抑制効果はノズル内流れの事前検証として行われた平板流れにおいて確認されており、この解析結果を基にノズル内流れへの影響を今後さらに詳細に明らかにしていくことができると期待される。