Shinichiro Tokudome

地上静止状態から音速程度までの低速飛翔環境で作動可能なエジェクタ式空気吸い込みロケットにおいては、混合ダクト出口で超音速混合流を形成することが推力増強効果の点でより有利とされている。しかし、未だその作動特性に関する一般性のある理論や経験則は確立されていない。本研究では、低亜音速までの飛翔環境も勘案した上で、超音速混合流を形成するエジェクタ式空気吸い込みロケットの地上静止状態における作動特性を明らかにすることを主目的として、固体ロケットと円筒ダクトを組み合わせて作動特性実験を行うとともに、内部流評価ために新しい解析法を導入して実験結果を詳細に検討している。そして、広い条件にわたる作動性能の予測法を提案し、基本的設計指針を示している。 第1章は序論で、空気吸い込み式ロケットに関する従来の研究動向と問題点を総括し、本研究の目的と意義を述べている。 第2章では、実験装置と方法を説明している。本研究のために試作された小型固体ロケットモータのノズル出口部を円筒型混合ダクト入口に挿入し、混合ダクト出口背圧が、吸い込まれる二次流側総圧(Pts)以下の地上静止状態で実験を行っている。実験供試体としては、ノズルスロート面積(Atp)を一定として開口比の異なる三種類のロケットノズル、および断面積(Ad)の異なる二種類の円筒型混合ダクトを長さを変えて用いている。また一回の実験で広い主流側総圧範囲の計測データを取得するため、ロケットモータ燃焼室圧力(主流側総圧:Ptp)を連続的に降下させている。取得される測定データは、ロケット燃焼室圧力、大気圧、ダクト壁圧およびダクト壁面近傍におけるガス温度である。 第3章では、安定した超音速混合流を形成する条件において、「二次流閉塞モード」と「亜音速混合モード」の二つの作動形態があることを確認している。二次流閉塞モードは従来から知られている作動形態である。一方亜音速混合モードは、二次流が亜音速のまま混合して、ある程度混合が進行した位置で流れが閉塞するもので、従来報告例のない、著者が見い出した作動形態である。本研究では、広い条件にわたって亜音速混合モードとなったことを指摘している。 第4章では、総圧比(Ptp/Pts)、混合ダクト断面積比(Ad/Atp)およびロケットノズル開口比(Aep/Atp)が作動性能に及ぼす影響を系統的に把握するために、内部流の一次元解析法を提案している。この解析法では、混合ダクト出口位置において一様な混合流が形成されていると仮定している。また新たに、主流と二次流が未混合のまま静圧の等しい流れ(Compound-compressible flow以下CCFと略す)を形成すると仮定した、静圧平衡位置が想定されている。CCFの振舞いについては、Compound-flow indicator を導入して判別できることを指摘している。 第5章では、超音速混合流の形成条件に関する解析結果より求めた超音速混合流維持に必要な最小総圧比が、実験値と一致することを示している。また、圧力測定データを用い、対応する混合ダクト出口位置状態と静圧平衡位置状態を推算している。混合ダクト出口位置静圧P2の解析結果は壁圧測定値に良く一致し、また静圧平衡位置の解析結果は、実験で確認された現象をある程度捉えている。特に、静圧平衡位置における二次流側マッハ数M1sの解析結果から、各作動形態に対応する次のような特徴を得ている。すなわち、二次流閉塞モードではPtp/Ptsの値に依らずM1s＝1.1であり、亜音速混合モードではPtp/Pts、Ad/AtpおよびAep/Atpの値に依らずM1s0.52である。二次流閉塞モードについては、本研究の解析法でM1s＝1を仮定することにより,作動性能を予測できることを示している。亜音速混合モードについても、経験的に得られるM1sの値を仮定することにより作動性能予測が可能なこと、またM1sを一定とみなすと、流量率比で代表される作動性能は、Ptp/PtsとAd/Atpの比をCとするとき、ほぼ一義的にCのみに依存することを指摘している。また、Cが一定の条件下では、混合ダクト内部に形成される流れ場は、大まかに混合ダクト直径Dを基準とした寸法で発達すると推察し、実験結果によってこれを実証している。さらに、推力増強効果に関する考察結果に基づいて、より大推力・高比推力を達成する超音速混合流形成型エジェクタ式空気吸い込みロケットの基本的な設計指針を示している。 第6章は結論で、本研究の成果が要約されている。補遺には本文で使用される数式等の詳細が記されている。 以上要するに本論文は、超音速混合流を形成するエジェクタ式空気吸い込みロケットの地上静止状態における作動特性実験ならびに混合ダクト内部流の一次元解析を行い、同型ロケットに関して作動特性の新しい予測法と基本的設計指針を与えるものであり、航空宇宙工学上寄与するところが大きい。よって本論文は博士(工学)の学位請求論文として合格と認められる。

The SAS’ nozzle two-phase flow computer program has recently been revised to achieve a higher .accuracy in calculating thrust characteristic and behavior of particle streamlines. Alumina particles had been gathered in lots of motor firings over a wide range in scale. The particle size distribution characteristics were obtained and the resulted particle sizing equation in terms of the mass averaged particle diameter D43 is quite close to that employed in the improved SPP, i.e., D43 is a unique function of motor throat diameter. Subscale motors containing highly aluminized propellant were fired, whose nozzles were designed to have significant amount of particle impingement and then severe erosion at the exit lip. The nozzle eroded locations were used to verify the computational accuracy of impingement location prediction. It has been shown that the improved two-phase flow program can well predict the particle impingement location by assuming an appropriate particle diameter DpIMP, which is proportional to D43. The proportional coefficient is rather universal.