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

火箭发动机喷嘴中冲击波和热湍流边界层相互作用的壁模型构建以及喷嘴自振荡现象的研究

• 批准号: 22KJ0235
• 负责人: 平井 遼
• 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: 2023
• 资助国家: 日本
• 起止时间: 2023-03-08 至 2024-03-31
• 项目状态: 已结题
• 来源: https://kaken.nii.ac.jp/grant/KAKENHI-PROJECT-22KJ0235/
• 关键词: 航空宇宙工学; ロケットエンジン; 流体数値計算; 圧縮性流体

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。

本研究项目的目的是通过对可能导致火箭发动机喷嘴结构损坏的冲击波自激振动现象进行数值计算，再现喷嘴内部的流场，从而阐明冲击波振动产生的机理及其控制方法。是有事可做。人们认为，由于冲击波振动而对火箭发动机造成的结构载荷特别是在发射后立即发生在低空，该项目中获得的研究成果将有助于预测或降低火箭发射过程中发生故障的风险，这一点非常重要。 2020年度，我们利用模拟喷嘴内壁湍流边界层附近的流体数值计算方法，成功再现了过膨胀条件下喷嘴内的冲击波自激振动现象。通过对壁面附近的流体流动进行建模，与传统的数值计算相比，我们实现了计算成本的显着降低。即使与过去的实验结果进行比较，也获得了良好的定性一致性，并且可以认为通过本项目的数值计算再现了符合真实现象的高度忠实的物理。此外，我们验证了安装在实际火箭发动机喷嘴中的壁冷却系统对冲击波振动现象的影响。这在国际上具有开创性的验证，对于更准确地数值预测实际火箭发动机中的冲击波振动，以及将壁面冷却作为控制冲击波振动的手段具有重要意义。研究结果表明，壁面冷却导致冲击波振动范围向喷嘴出口侧移动，壁面冷却抑制边界层分离的效果被认为是一个影响因素。在作为喷嘴内部流动的初步验证而进行的平板流动中，确认了壁面冷却对抑制边界层分离的效果，基于该分析结果，我们将更详细地阐明对喷嘴内部流动的影响预计未来是有可能的。