JAXAスーパーコンピュータシステム利用成果報告(2025年2月～2026年1月)

報告書番号: R25JCMP35

利用分野: 競争的資金

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• 責任者: 南里秀明, 研究開発部門第四研究ユニット
• 問い合せ先: 髙橋　政浩(takahashi.masahiro@jaxa.jp)
• メンバ: 福井 正明, 藤尾 秩寛, 長谷川 進, 井上 拓, 小寺 正敏, 宗像 利彦, 富岡 定毅, 高橋 政浩

事業概要

極超音速空気吸込みエンジンは, 有翼式機体との組み合わせにより, 高頻度往還型の宇宙輸送システムや, 高速二地点間輸送に有用であると考えられており, 宇宙基本計画においてもエアブリージング技術の名で重要要素技術とされている. 特に, 高速二地点間輸送の一形態として, 極超音速巡航機は航空輸送の次の市場開拓につながるものとされ, 最近の市場調査でも, 飛行マッハ数が5.5を超える高速巡航機は潜在的な市場性が高いと報告されている. そうした背景から, 近年, 各国で様々なコンセプト検討や技術実証がなされている. しかし, 離陸からマッハ5.5以上までの幅広い速度域で作動可能な単一の空気吸い込み式エンジンは存在せず, 極超音速巡航機の推進系には, 作動速度域が異なる複数のエンジンを組み合わせた複合サイクルエンジンが必要となる. 現在, ターボジェットとラムジェットを組み合わせたTurbine Based Combined Cycle(TBCC)エンジンが開発中, または, 技術実証段階にあるが, これらはマッハ5巡航機への適用を想定している. 潜在的市場性が期待されるマッハ5.5以上の高速巡航機用エンジンとなると, スクラムジェットとの組み合わせが必要となるが, エンジン設計技術が成熟していないことがエンジン実用化の大きな課題となっている. そこで, JAXAは複数の大学と協力して, ターボ・ラムジェットとスクラムジェットとを流路切替え機構を介して組み合わせたTBCCエンジン実現のために必要な要素技術を獲得し, 地上燃焼試験により技術実証することを目標とした5年間の研究プロジェクトに取り組んでいる.

参照URL

なし

JAXAスーパーコンピュータを使用する理由と利点

主要課題の一つ, スクラムジェット低速化を例に取って説明すると, 本研究では, 空気取入口, 燃焼器流路, 燃料噴射器およびキャビティ保炎器の形状選定のために, まずCFDで有力な候補形状を絞込み, 次に, それらの供試体を製作して地上試験を行い, 性能確認するプロセスを多数実施する. 候補形状選定をスケジュールに沿って実施するには, 数多くのパラメトリック計算を限られた期間内に実施する必要がある. 特に, 燃焼器要素のCFDでは, 炭化水素燃料の燃焼過程に多くの中間生成物が含まれ燃焼反応モデルも複雑かつ大規模になるため, 計算コストが著しく増大する. そのため, 高い計算能力を持つJSSの利用が必要不可欠である.

今年度の成果

(1) スクラムジェット燃焼器の設計検討

今年度は, 巡航条件からTurbo-RamJet(TRJ)エンジンとの切替え条件(目標はM3～M4の間)までの作動を念頭に燃焼器基本形状を決定し, それに取付ける燃料噴射器およびキャビティ保炎器について, 巡航条件(M6飛行条件相当を仮定)においてCFDによるパラスタを実施し, 有望な候補形状を選定した. 図1は, 燃焼器高さ方向の広範囲に燃料供給することを狙ったフィン型燃料噴射器の設置位置を変えた3ケースのスパン方向中央対称面内の物理量分布である. 上から静圧, 静温, マッハ数および燃料当量比である. 流入条件は空気取入口出口条件に相当するM3気流である. 燃料は熱分解したジェット燃料のサロゲート燃料としてよく用いられる64% エチレン/36% メタン混合気体とし, 31化学種の空気/エチレン/メタンSkeletal反応機構を用いた燃焼CFDを適用した. 燃料当量比は0.6である. 噴射器の設置位置を変えると, 噴射器周りに形成される斜め衝撃波の底面からの反射波の位置が変わり, キャビティ内の剪断層や再循環領域の形状が大きく変化する様子がわかる. その結果, 燃料と主流空気流との混合や燃焼発熱の進行に違いが見られた. なお, CFD評価で有効性が認められた燃料噴射器やキャビティ保炎器形状については風洞試験用模型を製作し燃焼試験による評価を実施している.

(2) スクラムジェット空気取入口の設計検討

巡航条件(Mach 6)で空気捕獲率100%, 全体圧力比30, 高い総圧回復率の達成を要求条件として設計した2次元多段ランプ複合圧縮型空気取入口の低速側非設計点での性能および始動性を2D CFDにより評価した. まず, 多段ランプ複合圧縮型空気取入口の総圧回復率が最大となる各ランプへの圧力比配分をGA最適化設計とCFD評価により調べた. 非粘性流の場合, 外部圧縮と内部圧縮のそれぞれで各圧縮段の圧力比を均等配分とするのが最適であることは先行研究で解析的に示されているが, 境界層による総圧損失や壁への熱損など粘性損失を考慮した場合も, 最適配分はほぼ均等配分になることを示した. また, 全体圧力比が同じ場合, 空気取入口の出口気流の向きを水平から下方に偏向させると, 全体圧力比に対する内部圧縮比の割合が小さくなり, Mach 3.5の非設計点条件において始動状態の流れ場を得ることができた(図2). しかし, その一方で, カウル外面の主流に対する迎角が増大し外部抗力が著しく増加することも分かった. これらの結果は, 空気取入口を単体性能のみ考慮して設計しても十分とは言えず, 燃焼器やノズルを含めたエンジン全体が発生する正味推力の最大化を指標に行う必要があることを示唆している. これを受け, 現在, 設計ツールの改良を進めている.

(3) ターボ・ラムジェットエンジンの性能評価

ターボラムジェットエンジンの2次元性能計算を実施した. インテークの出口に断面積が変更できるスロートを設置することでインテークの性能最高点を調査し, インテーク出口の状態量からターボ・ラムジェットエンジンの性能解析を実施し, ノズル入口境界条件を決定した. CFDの結果からエンジンにかかる力を算出し, エンジン性能を評価した.

図1: 燃焼器中央断面の物理量分布：上から静圧, 静温, マッハ数, 燃料当量比. 流入気流はMach 3 燃焼加熱空気流（巡航条件相当）. 燃料当量比 0.6. フィン噴射器の位置はA:最上流位置（X=0 mm）, B:中間位置（X=27 mm）, C:下流位置（X=83 mm）

図2: ２次元多段ランプ複合圧縮型空気取入口の設計点（Mach 6）および非設計点（Mach 3.5）のマッハ数分布： 全体圧力比30, 外部圧縮 3段, 内部圧縮 3段.

図3: ターボ・ラムジェットエンジンの2次元性能評価結果の例

成果の公表

-査読なし論文

1) 髙橋（政）ら, "幅広い作動域を有するスクラムジェット燃焼器の検討"第69回宇宙科学技術連合講演会講演論文集, 4K03 (2025).

2) Takahashi, M., et al., ''Design Study of a 2-dimensional Scramjet Inlet Operating over a Wide Range of Mach Numbers,'' HiSST-2025-0229 (2025).

JSS利用状況

計算情報

• プロセス並列手法: MPI
• スレッド並列手法: 非該当
• プロセス並列数: 48 - 4800
• 1ケースあたりの経過時間: 50 時間

JSS3利用量

総資源に占める利用割合※1(%): 1.74

内訳

JSS3のシステム構成や主要な仕様は、JSS3のシステム構成をご覧下さい。

※1 総資源に占める利用割合：3つの資源(計算, ファイルシステム, アーカイバ)の利用割合の加重平均.

※2 資源の利用割合：対象資源一年間の総利用量に対する利用割合.

ISV利用量

※2 資源の利用割合：対象資源一年間の総利用量に対する利用割合.

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