Supersonic Flight – 衝撃波・宇宙推進研究グループ

ナノ秒パルス放電プラズマによる衝撃波制御

　超音速旅客機や宇宙と地上を往来するスペースプレーンの開発が活発化しています。超音速で飛翔する機体への衝撃波に伴う過大な空気抵抗や、これを補償する大推力が要求されるスクラムジェット等の空気吸込みエンジンが実現への技術課題です。機体周囲やエンジン空気取込口に生じる衝撃波に伴う境界層の剥離（Shock Wave-Boundary Layer Interaction: SWBLI）は、空気抵抗のみならず熱負荷の増加やエンジン不始動を引き起こします。流体機器における普遍的課題である流れの剥離の抑制は、超音速機に向けた突破口となるだけでなく、スピンオフにより広く産業に貢献することできます。
　当研究室では、プラズマを利用したSWBLIの抑制に取り組んでいます。ナノ秒オーダの非常に短時間のパルス放電により、プラズマからブラスト波が発生し、渦が誘起されます。この渦を利用して、勢いを失った境界層内の剥離領域に、高速の主流から運動量を輸送します。これにより剥離を抑制することができます。現在、剥離抑制を強化するため、放電電極の形状・配置や、境界層厚さの影響をPIV法やBOS法等の手法を利用して調査しています。

PIV（Particle Image Velocimetry）法によるSWBLI近傍の絶対速度分布（西華デジタルイメージ㈱との協力による）

　近年、脱炭素へ向けた液体水素を利用した宇宙航空機の研究開発が盛んに行われています。超音速インテークの壁面を燃料として搭載される極低温（20K）の液体水素で冷却することによるSWBLIの抑制にも取り組んでいます。下の図は液体水素の代替として液体窒素（77K）を用いてマッハ2.6の超音速インテークの壁面を冷却し、SWBLIの様子を無冷却時と比較したものです。シュリーレン法により得た平均画像から、冷却によりSWBLIが縮小している様子が確認できます。また標準偏差画像から、温度境界層が薄くなり乱流成分が低減していることがわかります。境界層温度の低下は、擾乱を伝える亜音速域の縮小を意味し、擾乱が伝わりにくくなったことでSWBLIが縮小したと考えられます。

　SWBLI抑制の物理過程の分析や効果の促進には、冷却壁面温度の計測が必要となりますが、一般的な熱電対を壁面に貼り付けての計測は超音速流中では極めて困難です。そこで感温塗料（Temperature Sensitive Paint: TSP）を用いた液体窒素冷却壁面の非接触温度分布計測に取り組んでいます。下図のように光源に青色LEDを用いると、感温塗料を塗った低温の風洞上部壁面は白紫色の蛍光を発します。この塗料は低温ほど蛍光が強くなるため、蛍光を分析することで温度分布を非接触で求めることができます。

感温塗料（TSP）による超音速風洞内の極低温壁面の非接触温度分布計測
（青い発光が光源、白紫がTSPによる蛍光）

流体による高速飛翔体の熱防護

　将来の再使用スペースプレーン等の極超音速飛翔体の実現に向けては、従来の鈍頭形状に対し、先端が鋭利で空力特性に優れたスレンダー形状の実現が求められます。この際問題となるのが機体表面の厳しい空力加熱です。この対策として、再使用性も踏まえた流体を利用した新たな冷却方法の研究を進めています。

プラズマによる通信障害：噴煙損失とブラックアウト

　ロケットエンジンが噴射する高温の炎の内部にはプラズマが存在しています。このプラズマは電波を跳ね返すため、実際に日本、海外双方にてロケット飛翔中に通信途絶が発生した事例があるロケット運用における重要な課題です。この現象は特に固体ロケットで顕著であることから、日本では噴煙損失と呼ばれています。当研究室ではこれまでこの理論的背景を世界に先駆けて整理すると共に、定量的に電波減衰を予測できる流体・電波連成シミュレーション手法を開発し、イプシロンロケットをはじめとした実際のロケット開発に貢献しています。
　現在、JAXAとONERA（フランス航空宇宙研究所）との共同研究により、広範な飛行条件下、特に高高度で空気が希薄となる条件下でも利用できる新たな解析手法の開発を進めています。

　再突入機や極超音速飛翔体では、衝撃波背後の高温領域で空力が電離しプラズマが発生します。このプラズマはやはり通信障害を引き起こし、ブラックアウトと呼ばれています。スペースシャトルでは約10分間、月探査宇宙船オリオンでは2回のブラックアウトが発生すると報告されており、宇宙機の安全性を確保する上での重要課題です。
　極超音速飛翔体では、揚抗比等の空力性能の向上や熱防護に加え、ブラックアウトの抑制・対策が重要となります。ブラックアウト抑制と空力性能の向上を意図し、従来の鈍頭形状に対し、先端が鋭利なスレンダー形状のシミュレーションを進めています。下図はマッハ24の飛翔体についての流体・電波の連成シミュレーション結果です．左図の温度分布から、衝撃波背後に高温領域が確認できます。これにより空気プラズマが発生します。右図の電界分布では、機体上部表面に搭載されたアンテナからの電波が、プラズマ層の存在により図の左右方向には伝播できないこと、上方向には減衰しながらも伝播している様子が確認できます。本シミュレーションを拡張、より高精度化し、将来の極超音速飛翔体の設計指針を整理していきます。