JAXA/ISASにおけるロケット・宇宙機研究開発へのCFDの活用

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あゆみみおか
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1 289 JAXA/ISAS におけるロケット宇宙機研究開発への CFD の活用 * 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部大山聖宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部藤井孝藏 CFD in Rocket/Spacecraft Research and Development in JAXA/ISAS Akira OYAMA, Institute of Space and Astronautical Science, JAXA Kozo FUJII, Institute of Space and Astronautical Science, JAXA 1 はじめに宇宙航空研究開発機構 (JAXA) では,4 月に発表された長期ビジョン 1) にあるように以下の五つを 2025 年頃までの宇宙科学および宇宙開発の目標として定めている. 1) 人工衛星による災害危機管理情報収集通報システムと地球環境監視システムを実現すること 2) 宇宙観測太陽系探査を行い宇宙科学のトップサイエンスセンターとなること 3) 月探査利用のための月面拠点の構築と利用のための技術を確立すること 4) 独自の有人宇宙活動を行うための技術を確立すること 5) 世界最高の信頼性と競争力を有するロケットの実現と独自の有人再使用型宇宙輸送機の開発を開始することこれらの目標を実現するにあたり, 信頼性や効率が設計に使うことができるレベルまで向上し, いまや成熟期に達しつつある数値流体力学 (CFD) 技術の果たす役割はとても大きい.JAXA 宇宙科学研究本部 (JAXA/ISAS) の我々のグループにお * 神奈川県相模原市由野台 oyama@flab.eng.isas.jaxa.jp いても,1) 現行の H-IIA ロケットおよび M-V 固体ロケットの信頼性能力向上のための研究開発, 2) 再使用型宇宙輸送機の研究開発,3) 火星探査のための火星飛行機の研究, などに積極的に CFD 技術を活用している. また, 近年に限っても, JAXA/ISAS 内では他に小川ら 2) が深宇宙航行のための推進系として注目を集めている磁気プラズマセールの研究開発に CFD 技術を用いている. 本稿では, これらの研究について紹介しながら, 現在と将来の宇宙輸送系の研究開発のためにどういった研究が必要なのか, それに対してどういった研究を我々のグループが進めているのかについてご紹介させていただきたい. 2 H-IIA ロケットおよび M-V 固体ロケットの信頼性能力向上のための研究開発現場の流体問題への迅速な対応現在 JAXA では実用衛星の打ち上げに H-IIA ロケット, 科学衛星の打ち上げに M-V( ミューファイブ ) ロケット ( 図 1) が用いられている.M-V ロケットは 1990 年代後半から 21 世紀にかけての科学ミッションに対応して使用するため, 旧宇宙科学研究所 ( 現 JAXA 宇宙科学研究本部 ) で開発された三段式固体ロケットであり,1997 年の 1 号機によるはるか打ち上げ後, のぞみは

その意味では, 短時間に複雑な形状まわりに解像度が高くきれいな計算格子を生成できること, 現場で直面するさまざまな流体解析問題を精度よく解くことができる CFD コードを開発することが大切になる. はじめに, 格子生成法について考えてみる.

2 290 JAXA/ISAS CFD やぶさなどの打ち上げの実績を持っている.M-V ロケット開発に際し, 我々のグループは, 爆風伝播における地形の影響評価, 機体のローリングモーメントの評価, ノーズフェアリング内圧変動の解析などを CFD 技術を用いて行ってきた. また, 2003 年の H-IIA ロケット 6 号機打上げ失敗の原因究明の際には SRB-A 固体ロケットモーター内の流れ場解析にも参加している. 図 1 H-IIAロケット ( 左 ) と M-V ロケット ( 右 ). これらの CFD 解析で共通なのは, 複雑な形状の流れ場問題に対し, 与えられた短い期限内に, 信頼性のある解析結果を得なくてはならない点である. その意味では, 短時間に複雑な形状まわりに解像度が高くきれいな計算格子を生成できること, 現場で直面するさまざまな流体解析問題を精度よく解くことができる CFD コードを開発することが大切になる. はじめに, 格子生成法について考えてみる. 複雑な形状まわりの流れ場問題に対する計算格子生成のアプローチとしては構造格子法 ( 重合格子法やマルチブロック法 ), 非構造格子法, 直交格子法が一般的によく用いられている. 構造格子は (j,k) 点の右は (j,k+1) 点などと格子点に序列のあるもの, 非構造格子は序列がなく, 各格子点の周りはどの格子点かという格子情報を別途に持つもの, 直交格子は単に正方格子を物体周りに配置するものである. 非構造格子では航空宇宙分野では基本的に四面体要素が利用されるが六面体でも定式化できる. 非構造格子法によって, 複雑物体への CFD 利用技術は格段に向上したことは間違いない. しかしながら, 実用問題における三次元複雑形状は往往にして特異な点を含むため, 熟練した格子生成の専門家や特別なソフトウェアなしでは与えられた形状に対して右から左にと格子を生成することは出来ない. また, 経験のある方は理解していただけると思うが, 非構造格子を利用した CFD 解析の精度を向上させるのは容易ではない. 我々のグループも非構造格子を利用した計算プログラムを作り, 種々の流れ場に適用してきたが, そのなかでどうしても精度と解像度の問題で行き詰ってしまったケースが幾つかある. 例として, 爆風の CFD 解析を挙げよう. この解析は M-V ロケット打ち上げの際に発生する爆風が実地形を伝播する際に発生する地表面上の圧力の時間変化を捉えることが目的であった. 爆風は, 先頭衝撃波とそれに伴う膨張波からなるため, 格子解像度が不足し解がなまると爆風圧が低く予測され, 危険側の予測になってしまう. そのため絶対的な空間解像度が要求される. 当時,2 次元問題にして, 解適合格子法により局所的な格子解像度を維持する非構造格子による数値計算と先頭衝撃波とともに移動する移動重合格子を利用した数値計算を行った. 厳密に公平な比較を行ったわけではないが, 格子解像度を維持するために必要とする計算機メモリと計算時間という観点から移動重合格子での解析を我々のグループは選択した. 流体現象では垂直衝撃波, せん断層など, 直線的な現象で, それを横切る方向に物理用変化がある流れ場が少なくない. また, 一様流といった特定の方向に主流が存在する状況も多い. こういった場合, 構造格子においては流れ変化の方向に格子解像度を上げ, 垂直方向には適度な解像度にとどめることが出来る. 一方で, 四面体 ( 三角形 ) を用いた非構造格子は, 格子のゆがみが解の精度に強く影響するので流れ変化方向に解像度を上げようとすると垂直方向も必然的に同様の解像度にせざるを得ない. その結果, 解適合格子法を利用してもかなりの格子点数が必要になる. 一般に非構造格子は物体適合型の構造格子に比べて1 格子点あたりで言って 1 桁高い計算機メモリを必要とするが, 加えて格子点数自身も増えてしまうこと

291 になる.2 次元問題では許容範囲であっても,3 次元問題ではながれに垂直方向な面となっており, さらに格子点数は増えるため, 定量性を厳密に議論するのは容易ではない. 以上のことから, 現在のコンピュータの計算能力では, 計算精度の点で重合格子法などを用いた構造格子法が宇宙工学の分野では有利であると考えている.

また, 紙面の都合上省略したが, 格子点の物体内外判定が容易であり, 結果として格子生成が容易な直交格子法も遠くない将来, 間違いなく CFD 解析手法の一角を占めるであろう ( 図 2). 大きくなる. そのため,M-V ロケットのフェアリング部にはベントホールが設置されており. ここから内部空気を外部に逃がして圧力差が過度に大きくならないようにしている.

3 291 になる.2 次元問題では許容範囲であっても,3 次元問題ではながれに垂直方向な面となっており, さらに格子点数は増えるため, 定量性を厳密に議論するのは容易ではない. 以上のことから, 現在のコンピュータの計算能力では, 計算精度の点で重合格子法などを用いた構造格子法が宇宙工学の分野では有利であると考えている. とはいえ, コンピュータの計算能力は未だに 2 倍 /18 ヶ月というハイペースで向上しており, 今後さらに計算機能力が向上してくれば与えられる形状に対して短時間に計算格子を生成できる利点をもつ非構造格子は宇宙工学の研究開発上で優位になる可能性がある. また, 紙面の都合上省略したが, 格子点の物体内外判定が容易であり, 結果として格子生成が容易な直交格子法も遠くない将来, 間違いなく CFD 解析手法の一角を占めるであろう ( 図 2). 大きくなる. そのため,M-V ロケットのフェアリング部にはベントホールが設置されており. ここから内部空気を外部に逃がして圧力差が過度に大きくならないようにしている. 一方, フェアリング周りに発生する衝撃波や衝撃波剥離による変動圧力場がベントホールを通してフェアリング内部に伝わり, ペイロードに悪影響を与える可能性がある ( 図 4). よって, 内圧変動のペイロードへの影響を知るため, ロケット打ち上げ時のフェアリング内圧変動特性の解析を行った. 図 2 Viscous Cartesian Grid 法により生成された表面格子 3). ロケットの研究開発に CFD 技術を利用するにあたり大切なもう一つの点はロケットの研究開発に際して直面するさまざまな流れ場解析問題に迅速に対応できる信頼性のある CFD コードを整備することである. ロケットの流体解析例として,M-V ロケットノーズフェアリング内圧変動の CFD 解析を挙げる. ノーズフェアリング ( 以下フェアリングという ) はロケットの最先端部において, 人工衛星等のペイロードを格納し, ロケットの飛行中に遭遇する空気力や振動, 摩擦熱からペイロードを守る役割を果たすものである ( 図 3). ロケットの上昇時には大気圧が徐々に低下していくため, フェアリングの内部と外部で圧力差が図 3 M-Vロケットの構造. この解析で必要とされたことは, ロケットの速度が時間とともに変化するとともに, ロケット周りの大気圧や空気密度も時間とともに変化するため, いわゆる一様流的なものが存在しない流れを計算できるコードを開発すること, そして, 計算の時間精度についての検証を行うことである. まず, 一様流の存在しない流れ場を解析するため, ある時間ステップにおける基準物理量により計算コード内での物理量の無次元化を行い, 機体自身がある速度及び加速度をもって静止大気中を飛行するように条件設定を行うことで, ロケット

292 JAXA/ISAS CFD 上昇時の解析を可能とした. 次に,CFD 解析結果と風洞試験結果のフェアリング外部圧力の比較を行い, 数値計算の信頼性を確認した.

その上で流れの非定常計算を行い, 衝撃波通過の前後において, ベントホール位置の外圧は高圧状態から低圧状態へと急激に変化するが, ベントホール内圧は緩やかに変化することを示した 4) ( 図 5).

これら突起物の高さは M-V 断面半径との比であらわすと約 0.04~0.16 と非常に小さなものであり, 想像されるとおり発生するロールモーメントは小さい.

4 292 JAXA/ISAS CFD 上昇時の解析を可能とした. 次に,CFD 解析結果と風洞試験結果のフェアリング外部圧力の比較を行い, 数値計算の信頼性を確認した. その後, 内部圧力の非定常解析を行うため, 計算コードの時間精度についての検証を行った. その上で流れの非定常計算を行い, 衝撃波通過の前後において, ベントホール位置の外圧は高圧状態から低圧状態へと急激に変化するが, ベントホール内圧は緩やかに変化することを示した 4) ( 図 5). もう一つの解析例は M-V ロケット 5 号機のロールモーメント解析である.5 号機形状において, ロールモーメント発生要因となりうるものは複数の小さな突起物である ( 図 6). これら突起物の高さは M-V 断面半径との比であらわすと約 0.04~0.16 と非常に小さなものであり, 想像されるとおり発生するロールモーメントは小さい. さらに, 設計上, 各突起物が作るモーメントが互いにキャンセルしあうように考えられているため, 機体にかかるロールモーメントは非常に小さな値になる. よって, 風洞試験によっても数値計算によってもこの流れ場から機体にかかるロールモーメントを正確に見積もることは非常に難しい. 図 4 マッハ数 0.95 迎角 7 度定常計算による M-V ロケットの表面圧力分布と対称面上のマッハ数分布. 図 6 M-V ロケット 5 号機突起物のモデル. 図 5 フェアリング内側と外側の圧力の時間履歴. 図 7 ロケットロールモーメント評価のための CFD 解析. ロケット本体上の圧力分布と空間内の総圧分布.

293 詳細な形状,CFD 解析手法, 計算格子, 簡易計算法との比較, などの詳細は引用文献 5) を参考していただきたいが, このような難しい流れ場の解析に対して, さまざまなロール角状態において, まず単体モジュールだけをつけた解析, それらが周期的に配置され互いにキャンセルしあう状態での解析, の 2 種類を通じてこのような微小なモーメントの評価が可能かどうかの判断をした後,

5 293 詳細な形状,CFD 解析手法, 計算格子, 簡易計算法との比較, などの詳細は引用文献 5) を参考していただきたいが, このような難しい流れ場の解析に対して, さまざまなロール角状態において, まず単体モジュールだけをつけた解析, それらが周期的に配置され互いにキャンセルしあう状態での解析, の 2 種類を通じてこのような微小なモーメントの評価が可能かどうかの判断をした後, 後尾部の突起物だけをつけた場合, 前方にも配置した場合, といった一連の CFD 解析を実施することで, 互いの干渉効果などを評価し, 最終的にすべての要素モジュールをつけた場合のロールモーメントの評価へとつなげている. 3 単段再使用型宇宙往還機の空力特性解析 - 宇宙工学の立場から見た CFD 技術 - 宇宙観光客需要を喚起するためには, 打ち上げコストを現状の 1/100 程度に落とす必要があるといわれており, そのような宇宙輸送システムとして, 単段再使用型のロケットシステム (SSTO RLV) が考えられている. 現在,JAXA/ISAS では, 垂直離着陸型 SSTO RLV の開発を目指し, 要素技術確立のため小型機による実証試験が行われている ( 図 8). この章ではこの SSTO RLV の設計について考えてみる. 図 8 JAXA/ISAS の再使用宇宙輸送に向けた離着陸試験機 ( 稲谷らによる ). 2 章で述べたように, 実用的な問題を迅速に, しかも正確に解くことが宇宙輸送工学分野における CFD の大きな課題である.CFD 研究者として考えた場合, この課題を解決していくことは CFD の価値を明らかにするという点でとても重要である. 一方, 宇宙工学研究者として, ものを実際に飛ばそうとしたときどういったデータが CFD に期待されるか, 形状設計の初期段階でどういった CFD 解析が役に立つかなどを考えると,CFD 研究者からの視点と違ったものが見えてくる. たとえば,SSTO RLV 機体形状を 0 から設計するときに空力的な面でまず必要となるのは形状, 流れパラメータを広範囲に変化させ, 空力特性を把握することである.SSTO RLV 機体は再突入方式にも依存するが着陸前に機体反転の運動をする可能性もあり, 気流角度としては-180 度 ~180 度を意識しなければならない. では, このような機体形状の空力特性は十分わかっているだろうか. ベース部の角の曲率が機体の空力特性にどう影響するかなどは既知であろうか. 航空機の翼に関しては膨大な CFD 解析がこれまで行われており, 抵抗推算についてのワークショップなどを通じて議論が積み重ねられてきた. その結果, およその抵抗予測精度を見通すことが出来るようになってきた 6). しかしながら, ここで示す機体形状についてはそういった努力はまったく行われていない. 調べてみると, 実験データも含めほとんどデータが存在しない. 実際に機体を考える際には, 定常空気力だけでも, 気流角度, マッハ数などがパラメトリックに変化した際のデータが必要になる. その際, 空力特性には高い非線形性が予想されるため簡便な予測方法はなく, 実験か高度な CFD に頼る必要が出てくる. したがって,CFD 解析の信頼性をある程度評価したうえで, 数百ケースに及ぶ CFD 解析を実施し, その結果をデータベース化しておくことが今後の効率的な機体開発に役立つ. 加えて, 空間内の流れ場が得られるという CFD 独自の利点を活かせば, 図 9 にあるように背後にある流れメカニズムを知ることが出来, 空力特性の異なる原因を明らかにして, その後の設計に活かすことができる. 実際の成果は文献 7,8) などを参照されたい. 近年はボディフラップ 9) やエアロスパイクノズル付き形状 10) ( 図 10) に対するデータベース作りも進めている.

294 JAXA/ISAS CFD Pressure P/P 1.704 Separation line 0.

始まる周回衛星型の探査機とランダー型の探査機によって行われ大きな成果をあげてきたが, 周回衛星型探査機では得られる情報が限られ,

幸いなことに, 火星には地球上の約 1/100 と薄いながら大気があり, 翼を用いれば低空から広範囲の観測が可能であり,

図 9 再使用機体空力特性把握に向けた CFD 解析例 - 肩の曲率半径の効果 (M=0.9, α=144 deg.

5 図 10 再使用機体空力特性把握に向けた CFD 解析例エアロスパイクノズルランプの効果 (M=0.7, α=70 deg.

火星は地球以外の太陽系内惑星で生命の起源という人類共通の疑問に対する答えを持っている可能性が一番高い惑星と考えられ,

6 294 JAXA/ISAS CFD Pressure P/P Separation line Flow Down-force Flow Separation line 始まる周回衛星型の探査機とランダー型の探査機によって行われ大きな成果をあげてきたが, 周回衛星型探査機では得られる情報が限られ, また, ランダー型では探査領域が限定されるという問題がある. 幸いなことに, 火星には地球上の約 1/100 と薄いながら大気があり, 翼を用いれば低空から広範囲の観測が可能であり, これまでの周回衛星およびランダーからのデータからは得られなかった新しい知見が得られる可能性が高いと考えられる. そのため, われわれのグループでは飛行機 ( 図 11), ヘリコプター, 羽ばたき機などの航空機型の火星探査機についての研究を行っている. 図 9 再使用機体空力特性把握に向けた CFD 解析例 - 肩の曲率半径の効果 (M=0.9, α=144 deg.) 図 11 火星飛行機の概念設計例 11) 図 10 再使用機体空力特性把握に向けた CFD 解析例エアロスパイクノズルランプの効果 (M=0.7, α=70 deg.) 表面圧力分布と流線. 4 火星飛行機の研究 - レイノルズ数効果と設計最適化 - 近年, 火星において海の存在した証拠や生命の証拠らしきものが見つかっており, 火星は地球以外の太陽系内惑星で生命の起源という人類共通の疑問に対する答えを持っている可能性が一番高い惑星と考えられ, 火星の探査がアメリカヨーロッパを中心に積極的に行われている ( 日本も 1998 年にのぞみを打ち上げたが予定周回軌道への投入に失敗している ). 火星探査はマリナー 4 号にここで火星探査に適した飛行機の設計を考えるとする. 火星の大気密度は地球上の約 1/100 である. また, ロケットの打ち上げ能力から火星飛行機の機体サイズは制限される. そのため, 火星飛行機まわりの流れは主翼翼根翼弦長を基準として 10 5 程度の低レイノルズ数流れとなる. その一方で, 火星大気の音速は地球上の約 2/3 であり, かつ, 密度が小さいことから動圧を稼ぐために高速で飛行しなくてはならないため, 火星飛行機のマッハ数はおおよそ 0.5~0.65 の高マッハ数流れとなると考えられる. このような, 低レイノルズ数高マッハ数という特殊な条件は地球上ではあまり経験することのない流れであり, 現存する飛行機のデータベースを火星飛行機の設計に用いることが出来ない. また, 風洞試験も難しいことから, 火星飛行機の設計には CFD の活用が不可欠であると考えられる. では, 現在の CFD 技術で本当に火星飛行機の設

7 295 計に役立つ信頼のあるデータが得られるのであろうか. ここで問題となるのが, レイノルズ数効果である. これまでの CFD の研究は遷音速で飛行する民間機などが研究対象の中心であり, この領域 ( レイノルズ数 10 7 前後 ) での信頼性は数多く検証されている. 一方で, 低いレイノルズ数の高速気流に関する研究はほとんど行われていない. 例えば,10 5 レベルのレイノルズ数流れを通常の RANS で利用される程度の格子解像度で層流計算すると, 実現象に比べて簡単に流れの剥離が生じ, その結果大きく流れ場を変えてしまう. とくに, レイノルズ数 10 5 の流れは層流であるか乱流であるかの判断も難しい. そのため, 低いレイノルズ数は層流計算で, 高いレイノルズ数は乱流モデルを利用した RANS 計算でというやり方も通用しない. つまり, 大切なのはレイノルズ数の上昇と流れ場の関係を連続的に議論できることだと考えられる. 連続的にレイノルズ数効果を評価するためにはどうしても LES 的なアプローチが必要となるだろう.LES/RANS ハイブリッド法にもチャンスがあるが, いくつか解決しなければいけない要素があり, 惑星大気中での飛行という応用面からの要求を抱えている私たちもそこに向けた検討を始めたところである. では, 連続的にレイノルズ数効果を評価する CFD コードが開発できれば厳しい設計要求を課されるであろう火星飛行機の最適な設計を得ることが出来るであろうか? 先ほども述べたように火星飛行機の巡航条件は高マッハ数低レイノルズ数という我々がふだんあまり経験しない条件であるため, 最適な設計は地球上で得られたデータベースやわれわれの経験からは想像もつかない設計になる可能性がある. このように, 新しいコンセプトや空力設計のアイディアを出すためには, CFD を単なる空力特性評価の道具として用いるのでは不十分である. 異なる形状に対する評価を安価に行うことが出来るという CFD の利点を十分に利用するためには CFD と数値最適化手法を組み合わせ, 最適な設計を自動的に得る必要がある. 例えば, 数値最適化手法を用いて, レイノルズ数 10 7 と 10 5 で単純に巡航状態における揚抗比を最大にする翼型を求めてみる 12) ( 図 12). レイノルズ数 10 5 における最適翼型はレイノルズ数 10 7 における最適翼型に比べ, 薄くてカンバーの強い翼型になる. この最適解は低レイノルズ数では前縁剥離が生じにくくなること, 大きな粘性抗力のため, 揚抗比を最大にするためには揚力を大きくしなくてはならないことに起因している. ベクトルコンピュータ SX-6 を 32 並列で用いれば, このような最適解を 1 時間程度で得ることが出来る. 図 12 最適翼型の比較. マッハ数 , 迎角 2 度, 全域乱流条件の計算. 5 おわりに JAXA/ISAS の我々のグループで行っている M-V ロケットの空力評価, 再使用型宇宙往還機の空力データベース作成, 火星飛行機の設計について紹介させていただいた. 第 2 章で紹介した M-V, H-IIA ロケットなどの現場の流体問題への CFD の利用は今後も必要となるであろう. しかしながら, 従来のように設計がほぼ決まってしまってから CFD によってもぐらたたきのように問題を解決していくやりかたでは開発に余分な時間とコストがかかってしまうし, 出来上がった製品も複雑で非効率的なものになってしまう恐れがある. そのため, 今後の宇宙機や宇宙輸送機の開発には,CFD を含む計算工学を設計の初期の段階でより積極的に使うことで, 信頼性の高いより洗練された設計を行うことが必要とされると考えている. ただし, 問題や計算手法の理解なしにやみくもに計算工学を使っては信頼性のある設計は生まれないので, 設計プロセスを理解し, それぞれのシステムサブシステムや工程でなにが必要とされるのかを考え, それに適した無駄のない計算手法を開発し, 使う必要がある. たとえば,3D レイノル

8 296 JAXA/ISAS CFD ズ平均ナヴィエストークス計算を使って宇宙往還機等の設計に大切なベース圧を求めても精度のよい値は得られず,LES/RANS hybrid が必要である 13). 逆に, 航空機の基本機体形状の巡航状態 CFD 解析には 3D ナヴィエストークス計算は必要なく, ポテンシャル計算と境界層で十分であるといわれている. この点については高速車両に関する v_wall 理論を例に文献 14) でも詳しく述べられているので参照されたい. また, 設計の初期の段階で CFD 技術を有効に活用するためには, さまざまな流れ条件機体形状の空力特性データベースの作成や最適化手法と CFD を組み合わせた設計の最適化などが必要であろう. ベータベース作成の例として SSTO RLV を第 3 章であげたが, このような CFD 解析においては, 機体形状はそれほど複雑ではなく,1 つ 1 つの流れ計算に CFD 技術としての目新しさはない. しかしながら, 宇宙工学にとってはとても大切な研究である. 第 4 章であげた最適化手法と CFD を使った設計最適化も今後重要な研究課題である.CFD を使った空力評価は構造評価などに比べて計算時間がかかることから, 空力設計最適化の分野は他の分野に比べて研究があまりなされていない. 空力形状設計は曲線で定義された形状を最適化することから, 形状のパラメータ化手法の研究や, 多数の設計変数が存在する問題の効率的な最適化手法の研究, 多目的最適化問題がもつパレート最適解群の解析手法の研究などが今後必要である. CFD 技術がある程度の成熟を迎えた現在, 航空宇宙分野の CFD 研究者には, 高度な乱流モデルの開発など CFD のための CFD 研究ではなく, 航空宇宙工学に期待される CFD とはなんだろうかということを念頭に研究を進めていただきたいと思う. 引用文献 1) 2) 小川博之, 船木一幸, 藤田和央, 山川宏 : Magneto-Plasma Sail の研究, 平成 16 年度サイレンと超音速飛行機実現のための実験計算融合研究レーザー駆動管内加速装置: 基礎物理の解明と実用展開合同シンポジウム,(2005) ) 藤本圭一郎, 藤井孝藏 : 特徴線保持 Viscous Cartesian Grid 法による粘性計算用格子生成の自動化, 第 18 回数値流体力学シンポジウム (2004). 4) 藤本圭一郎, 山本綾子, 藤井孝藏, 坪井伸幸 :M-V ノーズフェアリング内圧変動特性の CFD 解析, 第 35 回流体力学講演会 (2003). 5) 飯塚宣行, 藤井孝藏, 藤松信義, 守屋公一郎 :M-V ロケット 5 号機ロールモーメント特性の CFD 解析, 平成 15 年度宇宙航行の力学シンポジウム,(2003) ) Warfield, M. J.: The Year in Review, Applied Aerodynamics Aerospace America, (2001) ) Fujimoto, K., and Fujii, K.: CFD Prediction of the Aerodynamic Characteristics of Capsule-Like Configurations for the Future SSTO Development, AIAA Paper (2003). 8) Fujimoto, K., and Fujii, K.: Computational Prediction of the Aerodynamic Characteristics of SSTO Vehicle Configurations, ISAS Report No. 682 (2003). 9) 藤本圭一郎, 藤井孝藏 : 単段再使用ロケットにおけるボディフラップ効果の CFD 解析, 第 17 回数値流体力学シンポジウム,(2003). 10) 塚田はるみ, 藤本圭一郎, 藤井孝蔵, 宮路幸二 : エアロスパイクノズルを取付けた SSTO 形状のジェット無噴射時における空力特性解析, 航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム (2004). 11) 田中義輝, 岡部能幸, 鈴木大晴, 中村久美子, 久保大輔, 徳弘雅世, 李家賢一 : 地質地形探査用火星航空機の概念設計について, 日本航空宇宙学会第 36 期年会講演会講演集 (2005). 12) Oyama, A., and Fujii, K.: Airfoil Design Optimization for Airplane for Mars Exploration, CJK-OSM3 (2004). 13) Kawai, S., and Fujii, K.: Analysis of the Characteristics of Base Flows at Subsonic Through Supersonic Speeds Computational Study with LES/RNAS Hybrid Methodology -, 35 th AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit (2005). 14) 藤井孝藏 :CFD は万能だ!?, 航空宇宙技術研究所 SP-44, (1999)

第 42 回流体力学講演会航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム 2010 論文集 161 低レイノルズ数における矩形翼とデルタ翼の空力特性比較野々村拓 1, 小嶋亮次 2, 福本浩章 2, 大山聖 1, 藤井孝蔵 1 1. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所,2. 東京大学大学院 Comp

第 42 回流体力学講演会航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム 2010 論文集 161 低レイノルズ数における矩形翼とデルタ翼の空力特性比較野々村拓 1, 小嶋亮次 2, 福本浩章 2, 大山聖 1, 藤井孝蔵 1 1. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所,2. 東京大学大学院 Comp 第 42 回流体力学講演会航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム 2 論文集 6 低レイノルズ数における矩形翼とデルタ翼の空力特性比較野々村拓, 小嶋亮次 2, 福本浩章 2, 大山聖, 藤井孝蔵. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所,2. 東京大学大学院 Comparative Study of Aerodynamic Characteristics of Rectangular and