タイトル（掲載誌）Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-1174T
一般注記ラングレー型スクラムジェットエンジン空気取入口の流れ場を解析するための計算手法を提示する。壁や縁のような境界条件を正確に取り扱うために,総ての境界は三つの直方体の表面に写像し,計算空間はそれらを結びつけることによって作る。Baldwin-Lomax代数渦粘性モデルを含ませた完全Navier-Stokes方程式をその空間の一様格子点上でTVDスキームによって解く。この手法を用いて,固定した主流レイノルズ数Re=ρ∞c∞L/μ∞=5.3×10(exp 5)の下で流れのシミュレーションに関するパラメトリックスタディがなされた。パラメータは主流マッハ数(2～10),側板前縁の後退角(0度～60度),及び入口/スロート収縮比(3～10)である。空気取入口性能(空気流量捕獲率,総圧回復率,始動性の良さ)に及ぼす各パラメータの影響を示す。主流マッハ数4で始動したケースについては実験と計算の結果は良く一致する。そこでは側板の楔によって出来た反復反射の斜め衝撃波系が流入空気を減速圧縮している。不始動現象は主流マッハ数が低い場合,或は,収縮比が大きい場合に見られた。更に,不始動流れ場は上板付着の厚い境界層,或は,低いレイノルズ数を流入条件にもつ計算においても得られた。その内,粘性の影響による場合は,スロートの上流域で上板に大きい亜音速循環域が垂れ下がり,その上流端から発する剥離衝撃波が反復の弱い衝撃波系の形成を妨げていることがわかった。
A numerical procedure to analyze flowfields through and around the Langley-type scramjet engine inlet is proposed. To accurately treat boundary conditions(walls, edge, etc.), all boundaries are mapped onto certain parts of the faces of three rectangular parallelepipeds. A computational space is made by connecting them. The three-dimensional full Navier-Stokes equations which include the Baldwin-Lomax algebraic turbulent model are solved by applying the TVD scheme to the uniform mesh points of the space. To exhibit capability of the numerical procedure, parametric studies on flow simulations were carried out by fixing freestream Reynolds number Re=ρ∞c∞L/μ∞=5.3×10(exp 5) under various trios of a freestream Mach number M∞, a sweep angle of leading edge of side plate β, and an entrance/throat contaction ratio R(M∞=2～10,β=0deg～60deg ,R=3～10). The influence of the parameters on inlet performances(a mass capture ratio, a total pressure recovery ratio, and possibility of starting) is discussed. The results are in good agreements with the experiments under M∞=4 in starting cases, where iterated reflective oblique shock waves made by wedges of side panels decelerate and compress air. Unstarting phenomenon was analyzed in cases either of low M∞ or high R. To addition, an unstarting flowfield was obtained in the computation of incoming flow condition with a thick boundary layer attached to the upper wall or with a small freestream Reynolds number. If the unstarting was caused by viscosity, a large subsonic recirculation region grows just under the upper wall in upstream region of the throat. A separation shock wave which emanates from the upstream end of region prevents the formation of a interative weak shock wave system.
資料番号: NALTR1174000
レポート番号: NAL TR-1174T
連携機関・データベース国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース（IRDB）（機関リポジトリ）
提供元機関・データベース宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ