宇宙往還機開発のための数値風洞によるシミュレーションの成果と展開
航空宇宙技術研究所
ＣＦＤ技術開発センター 統合解析グループ
山本行光
１．はじめに
再突入飛行システムに関する、ＮＷＴ（数値風洞）による数値シミュレーションの果たした役割と成果について報告する。特に、宇宙開発事業団との共同研究として実施した、ＨＯＰＥ－Ｘ、ＨＹＦＬＥＸ、ＯＲＥＸ、及びＨＳＦＤ等の一連の研究成果についてその概略をまとめ、今後の新たな再使用宇宙輸送システムへの応用と展開について記す。
２．ＨＯＰＥ－Ｘの研究
２－１ 設計解析
ＨＯＰＥ－Ｘの研究は、１９８７年から、いわゆるティップフィン形態の空力特性の研究が開始されている。我が国では初めての有翼再突入技術試験機ということもあり、低速から極超音速に至るまでの風洞試験と数値シミュレーションがＮＷＴ以前のＶＰ４００大型計算機により実施された。その後、ティップフィン形態というユニークな形状から、全ての速度領域で設計要求を満足する空力特性を求めるため、様々な修正形状に対するパラメトリック計算がＮＷＴを用いて行われた。１９９３年に導入されたＮＷＴは数千ケースにものぼる、まさに大量の計算を処理するためにはうってつけのシステムであり、空力設計に多大な貢献を行ったという事例を残すとともに、実験と計算との様々な検証成果も得られた。
図１にティップフィン形態の代表的な形状例を示す。各形状に対してマッハ数、迎角、横滑り角、空力舵面操舵特性等の様々なデータを提供し、基本形状決定に重要な役割を果たした。
上記一連の数値シミュレーション結果と海外の風洞試験設備で行われた実験結果はいずれの試験ケースにおいても定量的に極めて優れた一致を示したことから、シミュレーションへの信頼性が高まり、基本形状の空力設計をあらかじめＣＦＤで大量に行い、その中から最も特性のよい形状を選び風洞試験を行うというプロセスが組まれるようになった。これにより、数多くの風洞試験模型を作り、その結果を吟味して次の設計に入るという、時間と労力を節約し、設計を効率的かつ迅速に行った。
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典型的な例として、ＨＯＰＥ－Ｘの形態が、１９９９年に重量軽減という技術的な要求に基づき、従来のティップフィンから双垂尾形態へ転換した設計プロセスがあげられる。この際には、１年間で８００ケース以上の形状設計解析がＣＦＤで実施され、設計要求期限に対するすばやい対応を達成することができた。この際の双垂尾形態の設計形状例を図２に示す。でき上がった機体がＨＯＰＥ高速飛行実証試験機の形状母体であるＨＯＰＥ－１１形状である。
ＨＯＰＥ－Ｘの形態は昭和６１年のＨＯＰＥ－６１形態から出発して、平成１１年のＨＯＰＥ－１１形態に集約されるまで様々な試行錯誤が試みられ、この間に数値シミュレーションの実績と経験が積み上げられたことは、ＮＷＴの果たした役割とともに特筆すべきことである。このような設計作業において重要なことは大量の計算結果を、実験結果を見る前に設計チームに引き渡し、設計チームによる実験との比較評価を通して信頼性が築かれているという点である。ある特定のケースにおいて優れた結果を出す最新の研究成果またはプログラムは、往々にして問題点を内包し、一般性を持つようになるには１０年間のスパンでの、医学でいえば臨床応用にあたる過程を踏まなければならない。これは風洞試験と実飛行試験との間の相関を永年の実績から類推するのと同様な関係にあると考えられる。この意味でＮＷＴの大量のパラメトリック計算は、単に計算を実行したという観点からみるものではなく、数値シミュレーションの信頼性に一般性を与えたという意味において、その重みは大きい。
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２－２ 実在気体解析
有翼機形態の再突入飛行時において、最も困難な課題の一つは、極超音速時における大迎角飛行を可能とするための空力設計と考えられる。特に数万度以上にものぼる高温環境下での実在気体効果は、機体のトリム能力にも大きな影響を及ぼし、この正確な評価は極めて重要である。実在気体効果評価のための化学反応流コードは、一方で化学反応の成分数に見合うだけのメモリー要求が課されることから、ＮＷＴのような大規模な計算を可能とし、かつ計算速度に対する要求を満足する分散処理システムは、新たなシミュレーションの可能性を開いた。特に地上の試験設備では達成できないマッハ数２０以上の飛行環境を推定することは再突入飛行の空力設計や耐熱システムの構築において最重要課題の一つであり、ＨＯＰＥ－Ｘの解析はもちろんのこと、検証のための、高エンタルピ風試や、スペースシャトルとの実飛行データとの比較を通して、現在では、熱空力特性の的確な評価が可能なレベルと考えている。図３に、代表例として、ＨＯＰＥ－Ｘのマッハ数２６、迎角α＝３０°、４０°、５０°での非平衡化学反応流コードによる実在気体計算結果を示す。
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３．ＯＲＥＸ／ＨＹＦＬＥＸ再突入飛行実験評価
ＯＲＥＸ（Orbital Re-entry Experiment）は、我国の宇宙往還輸送システム開発のための基礎データを得ることを目的とした、最初の大気圏再突入飛行を行った実験である。実験機は平成６年２月４日に、種子島宇宙センターからＨ－II飛行実験データを取得して、実験を無事終了した。
ＨＹＦＬＥＸ（Hypersonic Flight Experiment）実験機は、平成８年２月１２日に種子島宇宙センターからＪ－１ロケットの初号機によって打ち上げられ、これも我国で最初の極超音速揚力飛行を実施した。
このようなＯＲＥＸ、ＨＹＦＬＥＸ再突入飛行における熱空力環境の厳密な評価解析を行うため、有限要素法を用いた熱応答解析プログラムとＣＦＤを連成させ、飛行軌道に沿った耐熱構造システムの温度上昇解析を実施した。
３－１ ＯＲＥＸ
ＯＲＥＸは半径1.35mの球頭部に半頂角５０°のコーン部が接続し、肩の曲率半径が100mmの軸対称の鈍頭カプセル形状で、最大直径は3.4mである。
図４に外部の流れと内部ＴＰＳの温度分布を示すが、実在気体コードによる空力加熱計算と内部のＦＥＭ熱伝導解析を連成させることにより、ほぼ完全に中央部のＣ／Ｃノーズキャップ、及び周辺部の耐熱タイルの温度上昇を再現することに成功し、いわゆる多分野統合シミュレーションの有効性を示すことができた。
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３－２ ＨＹＦＬＥＸ
ＨＹＦＬＥＸの再突入飛行軌道に沿ったＣＦＤ／ＦＥＭ連成シミュレーション結果を図５に示す。
ＨＹＦＬＥＸは、高度１１０ｋｍの地点から、マッハ数１５、迎角４９°の姿勢で大気圏に再突入し、飛行時刻３００秒で、高度３２ｋｍ、マッハ数は3.0まで減速した。
ＨＹＦＬＥＸに関しても、連成シミュレーションはＴＰＳ表面での全ての温度、及び圧力計測点で優れた同定結果を示した。さらに図６に見られるように、内部アルミ構造部材の温度解析も実施するとともに、Ｃ／Ｃノーズキャップ部では、ノーズキャップ裏面から内部への輻射加熱の影響も評価し、最高温度にして１００ケルビン程の差が生じることを解明した。
現在、ＨＹＦＬＥＸ胴体ベース部に取付けられているエレボンまわりの熱構造解析を進めるため、完全全機形状に対する計算を完了し（図７(a)）、舵面操舵時に生ずるエレボンまわりの過酷な空力加熱環境の評価を行う予定である。また、ＮＡＬ／ＯＮＥＲＡ共同研究の一環としてＦ４高エンタルピー風試対応解析も実施し、地上試験設備と実飛行実験データとを関連づける研究も進めている（図７(b)）。
一般に、このような実飛行実験評価では、ＣＦＤとＦＥＭそれぞれの計算にかかる時間が大幅に異なることから、計算機同士の連携が難しく、また、ＮＷＴといえども最終の目標とする非定常シミュレーションは多くの処理時間を必要とし、新システムＮＳⅢによる大幅な改善とリアルタイム可視化等による連成解析結果検討のための利便性の強化が期待される。
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| (a)完全全機解析 |
（ｂ）ONERA F４対応 高エンタルピー風試 |
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図７ HYFLEX エレボン部を含む完全全機解析と対応高エンタルピー風試
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４．ＨＯＰＥ高速飛行実証空力解析
ＨＯＰＥ高速飛行実証Phase IIでは、２００３年スウェーデンのエスレンジ実験場で、バルーンからの投下による遷音速飛行試験を行う予定である。形状は基本的にＨＯＰＥ－Ｘの２５％スケール（全長およそ３．４ｍ）であり、ＮＡＬ／ＮＡＳＤＡ、及びフランスＣＮＥＳとの共同研究として実施される。実験機はバルーンによって高度３０ｋｍ付近まで上昇し、そこから自由落下によって遷音速まで加速し、機首を持ち上げて水平飛行に入り、空力特性に関する種々のデータを取得する。実験の目的の一つは、一連のＨＯＰＥ－Ｘ空力特性評価の過程において、最も不確定性の高いとされた遷音速領域の風洞、ＣＦＤ、及び飛行実験の３つの手法による空力特性予測精度の向上である。
ＨＯＰＥ高速飛行実証遷音速空力特性解析ではマッハ数0.8、1.05、1.2の飛行実験マッハ数で、迎角α＝－５°から１５°の範囲で事前のＣＦＤ評価解析を実施し、遷音速風洞試験結果との圧力、力等の一連の比較も行った。
図８に風洞試験モデル及びＣＦＤ解析例としての三次元流線図を示す。実験形状がＨＯＰＥ－Ｘの形態と異なる主な点はノーズ部からエアーデータセンター用のブームが取り付けられていることで、センサー部にノーズ部の影響が現れるかどうかの詳細な確認計算も実施された。また、ベース部のスティング干渉効果、及びエレボン操舵特性等、広範囲な設計／検証計算もＮＷＴによるパラメトリック解析を通して遂行され、設計側の要求を満たすデータの提供を行った。
今後の研究課題は、ベース部分の非定常剥離流を如何に精度よく捉えるかという点に集約され、格子解像度を上げた計算とともに大規模なＬＥＳ解析を考慮した展開も進める必要があろう。
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図８ HOPE高速飛行実証遷音速空力特性シュミレーション
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５．Lifting Body型再突入実験機空力解析
欧米では、スペースステーションからの乗員帰還のための小型の大気圏再突入宇宙機（Ｘ－３８）計画が進められてきたが、このような小型のリフティングボディ形態による再突入飛行の可能性を探るため、当研究所でも、新たな独自の形状による空力特性の研究が開始された。
このようなリフティングボディ形態の再突入機の利点は、ボリューム効果が高く、耐熱システムを設計する上でも、スペースシャトル等の有翼機形態に比べて設計が容易になり、サイズを小型化できる点である。しかしながら、遷音速域を中心として、空力安定性が悪くなり、縦トリムを取りにくくなることが大きな課題として残される。本解析では、このような問題点を詳細に調べ、より飛行特性のよい、空力形状を設計するため、ＣＦＤによるパラメトリック計算を実施し、合わせて、航技研の遷・超音速風洞試験との比較を通してＣＦＤ検証を行った。
図９にＣＦＤ解析の代表例として三次元流線図をまた、オイルフローとの比較結果を図１０に示す。設計解析では、これまでにおよそ８００例程の計算ケースが遂行され、実験結果との一致も良好で、ＮＷＴの有効性が発揮される場となった。
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６．将来性再使用ＴＳＴＯ宇宙輸送システムのための極超高速流解析と多分野統合シミュレーション
将来型再使用宇宙往還機の有力は候補としてＴＳＴＯ（Two Stage To Orbit）２段分離式の有翼機が考えられている。このようなシステムの開発にあたっては、極超音速飛行に特有の衝撃波干渉の空力特性に与える影響を詳細に見積もることが重要で、また、ＴＳＴＯ分離時における非定常空力特性の把握がキーテクノロジーの一つとなる。
図１１は、このような形態でのマッハ数１０におけるシミュレーション例を、また図１２には、対応する極超音速風洞試験モデルを示す。今後、非定常運動を追跡可能な飛行運動／空力連成解析コードの開発を進め、ＴＳＴＯの最も困難な課題の一つである分離問題の解明に向けた研究を、新計算機システムＮＳⅢを駆使して、展開していく予定である。さらに、図１３に見られるようなノズルからの推進プルームの影響評価も取り込んだ、完全なＴＳＴＯ非定常分離運動の高度な再現システムの構築に向けて、多分野統合シミュレーションコードの開発を進めてゆきたい。
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まとめ
ＨＯＰＥ－Ｘ等を中心とした、宇宙往還機関連の研究に果たしたＮＷＴの役割と成果、及び今後の課題について概観した。数値シミュレーションはまさにＮＷＴ等の計算機の発展とともにその実用性を急激に増加させ、また同時期のＨＯＰＥ－Ｘプロジェクト、ＯＲＥＸ／ＨＹＦＬＥＸ飛行実験等の宇宙輸送システム開発側からのニーズに的確に対応してきた。以上の数値シミュレーションの役割を大別してみると、1)
空力設計、2) 風洞試験、及び飛行実験等の現象の解明、の２つに分類されよう。2) の項目では、乱流や、実在気体効果解析における化学反応モデル等の物理モデルや、計算スキーム等のシミュレーション技術固有の問題を検証課題として捉えるとともに、1)
の項目ではより高精度なデータの提供という責務があると感じる。いずれにせよ、今後の展開として、大規模数値シミュレーションと多分野統合シミュレーションは、新たな計算機システムを活用する際のキーワードになると考えられる。
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