」 豆 ￨

‑3/30s  (lG) 

O/30s  (Drop  . 

lG) 

2/30s  (O.002G) 

4/30s  (μG  signal) 

6/30s  (μG) 

8/30s  (μG) 

10/30s  (μG) 

12/30s  (μG) 

View  pattern 

‑3/30s  (IG) 

0/30s  (Drop •

lG) 

2/30s  (0.002G) 

4/30s  (μG  signal) 

6/30s  (μG) 

8/30s  (μG) 

10/30s  (μG) 

12/30s  (μG) 

View  pattern 

Gas 

冒 園 田 園 圃 +

Fig.4‑4・28Interferogram photos after a stepwise gravity change  with drop shaft experiment: Trailing edge of heater 

(x‑y plane

， 

^{t=・・3/30‑30/30s}

，

^2/30s step) 

(N₂・gas

，

u_o=0.7725cm/s

，  T

_o=300K

，  T

_h=453K

， 

Re_av=3.4， Grav=7556) 

141 

4.5まとめ

部分加熱型矩形流路内の強制対流と自然対流の共存流における、ステップ状重力変 動場に対する、熱流動過渡現象を解析した。また、地上重力場における振動流の発生

とその振動挙動も考察した。以下、本章のまとめを示す。

①Ar‑gas (Re_av = 15)の 1G下において共存対流が存在する熱流動場の計算結果と可視化 像との比較を行った。温度分布から計算した干渉像は、実験で得られた干渉縞と良 好に一致したことから、数理モデルおよび数値計算コードの妥当性の確認をした。

②ステップ状変動重力場における温度場可視化実験を行い、短時間に温度場が新たな 定常状態に遷移することが確認できた。また、数値計算の結果より求めた干渉像と 実験結果の比較によって、ヒータ一前縁における干渉縞の間隔の変化、後縁部にお ける干渉縞の歪みの変化等がほぼ一致し、重力加速度が変化する場合の非定常数値 計算の妥当性が確認できた。

③従来、流動形態が明らかにされていなかった、 Ra近傍の低 Re数領域において振動 現象が確認された。可視化実験結果および数値計算結果から、ヒーター前縁におけ る横渦の大きさの変化が、ヒーター上部空間の上昇流と下降流の構造に変化をもた らし、流れ場・温度場が 3次元の振動を生じることを明らかにした。また、 Yuらに よる同様な数値計算の結果と振動形態等がほぼ一致することを確認した。

142 

参考文献(第4章)

1)  佐藤恒之，湯浅岳則今石宣之，化学工学論文集， 18， pp. 108(1992) 

2)  田之上健一郎，有馬博史ヲ森山伸也，佐藤恒之，今石宣之，森田知二，機械学会論文 集，64・624，B， pp. 2608‑2614 (1998) 

3)  A. A. Michelson and J.  R. Benoit， Trav. et Mem. int. Bu r.Poids et Mes. 11， 1 

4)  Patankar， S.v.，  'Heat transfer and fluid flow，" Hemisphere pub. Co.， McGraw‑Hill， New  York (1980) 

5)  Thermal property Hand book Edition Committee，Netubuttusei Hand book，" Tokyo， pp.  42^聞59(1990) 

6)  JSME， JSME Data Book，Heat Transfer (4^th Edition)

ぺ

Maruzen，Tokyo， pp. 328 (1986)  7)  D.W. Marquardt， J.  Soc. Indust. App l.Math.， 11， pp. 431‑441(1963) 

8)  Hauf， W. and Grigull， U. optical Methods in  Heat Transfer，" Advances in Heat Transfer，  Vo16， edited by J.  P.  Hartr削tand T. F. Irvine， J ，.rAcademic， New York， pp. 278‑310 (1970)  9)  H. Yu and T.F. Lin"  Numerical heat transfer， A， 31: pp. 745‑764 (1997) 

143 

第5章 連 続 的 重 力 変 動 に 対 す る 部 分 加 熱 型 流 通 装 置 内 の 濃 度 場 の 過 渡 特 性 一 航 空 機 実 験 と 熱 拡 散 解 析 一

5.1研究の背景

前章において、ステップ状重力変動に対する部分加熱型熱流通装置内の流れ場およ び温度場の過渡特性について、実験ならびに計算結果に基づく考察を行った。本章で は、航空機実験においてみられる連続的重力変動に対する熱流動場ならびに濃度場の 過渡特性を考察する。

一般に、部分加熱型の装置を用いる熱 CVD操作では、水素などの分子量が小さい キャリアガスと、シリコン源や Ga源を有する原料、あるし1はドーパント分子などの 分子量が大きい反応ガスとの、多成分混合ガスを供給して成膜を行う。例えば、シリ コンエピタキシヤル成長では、トリクロロシラン(SiHC1_3:分子量 135.44)‑水素ガス(H_2:

分子量2)系などが一般的に用いられる。

このような分子量が大きく異なる成分からなる混合ガスを温度勾配下におくと、熱 拡散による成分分離が生じることは良く知られている。熱拡散は、重い分子を高温領 域から低温領域へと排除する。従って、熱CVD系における反応ガスの高温基板への拡 散速度を減少させるため成膜速度が低下することが、 Holsteinら(1)、Kleijnら(2)、Habuka

ら⁽³⁾、田之上ら⁽⁴⁾⁽⁵⁾によって報告されている。田之上ら^(4)(5)(6)は、 2次元および3次元数 値シミュレーシヨンならびに実験結果に基づいて、 He‑SF₆₍六フッ化硫黄:分子量 146) および N₂・SF₆系における共存対流下の熱拡散現象の考察を行っている。これらの結果 はHe‑SF₆系については一致したものの、 NrSFo系については一致しなかった。この時、

N₂‑SF₆系の計算で用いた熱拡散ファクター値の推算法もしくは、数値計算法の不備に

よる流れ場の不正確さが不一致の原因として疑われた。しかし、田之上らの研究では いずれが本当の原因であるかを決定できなかった。そこで、熱拡散ファクターの値が 正確に合っている希ガス‑SF₆の組み合わせを用いた実験を行うことで、これらの疑問 を解決することを試みた。

また、田之上らの実験は地上重力下において行われたため、自然対流が重畳する複 雑な共存対流場が不可避的に形成され、熱拡散による成分分離挙動の本質が把握しづ らい。しかし、定常微小重力下においては浮力対流が消滅し、流れの構造が単純であ るため、地上重力の影響を排除した熱流動場での熱拡散物質移動現象の考察が可能と なると考えられる。

本章では、部分加熱型矩形流通装置内の熱拡散現象による成分分離挙動を、地上お

144 

よび微小重力環境下の両者において考察する。 He‑SF_o(六フッ化硫黄:分子量 146)およ び NeωSF₆系の濃度分離実験を行ったが、ガス分析には四重極質量分析計(Q‑Mass)を使 った精密な濃度分析を行った。また、 2次元および 3次元の定常、非定常の数値シミ ュレーシヨンを行い、実験結果との比較を行った。これらの実験を行うことは、田之 上ら(4)の実験の追試としてだけではなく、シミュレーションの健全性をより広範な実 験で確認できることとなる。

なお、これまで日本においては Q‑Massならびにターボ分子ポンプによる高真空排 気装置を航空機に搭載した実験は一度も試みられたことがなかったため、本実験装置 の開発自体が微小重力実験にとってチャレンジングな試みであった。

145 

5.2濃度場測定実験

5.2.1実験装置

濃度分布測定装置の概略を Fig.5・2・1に示す。これらの装置は、装置本体とガス供給 系、ガスサンプリング系、測定系および測定記録用支援装置からなり、航空機実験用 のラックに組み込まれている。

装置本体は Fig.5・2・2に示す総ステンレス製の矩形ダクト(長さ 400mm，幅75mm，高 さ 15mm，肉厚 5mm)で、あり、第 4章の温度場可視化実験の際に使用した装置に比べ、

断 面 の ア ス ペ ク ト 比 で 等 し し ま た 、 縦 横 の 長 さ で 1 .5倍大型の寸法を有する。装置 底面部に設けた加熱部の裏面を抵抗ヒーター(プレートヒーター([太洋電気産業社製:

HS‑80H， 1 OOW ‑1 OOV] x 3枚))により加熱し、加熱面中央部での温度を PIO制御し、温 度一定にコントロールした。ヒータ一周囲の金属板の裏面には、溝(幅 5mm、肉厚 1mm 程度)を切り、熱伝導断面積の減少を図った。

キャリアガスとして Heまたは Neガスを使用し、 CVO模擬原料として六フッ化研L

黄(SF₆)を所定濃度混合した。流量は、マスフローコントローラ一(Massflow controller:  MFC)により調整し、良く混合した状態で装置内に供給した。航空機実験の際、実験装 置本体から排気された混合ガスはテドラーパック (201

x 

2)に回収した。

日g.5・2・3は装置上部に設けたガスサンプリングボートの位置を示す。装置の中心線 ならびに中心から 19mmおよび28mmの線上に沿って、計14個所のサンプリングポー トを設置した。 Fig.5‑2‑4にサンプリングポートを取り付けた状態を示す。サンプリン グの際にガス流動に撹乱を与えないように、サンプリング管として溶融石英キヤピラ リー(直径 75μm，長さ 900mm)を使用した。サンプリングは、流れ方向および高さ方向 の位置を変えて行う。そのためにポート取り付け金具は、高さ方向に3段階(Omm，7.5mm， 15mm)に位置決め可能となるようにした。なお、サンプリング量は約 1x 10元m³/s程度 の微小量であるため、流路内の流れや濃度分布に影響がないものと考えられる。

濃度分析には、四重極質量分析計 (QuadrupleMass Spectrometer， QMS)を採用した。

ガス分析装置は QMS本体と、真空装置、真空計、制御・記録用パソコンからなる。 QMS は、アネルパ製 M‑QA200TS型プロセスモニターを使用した。このタイプは(分子量/電 荷 数=)M/e=2‑200の分析が可能である。なお、ターボ分子ポンプはラックに取り付け られたダイアブラム型真空ポンプでパックアップされているo QMS本体と、ターボ分 子ポンプは一体化して組み立てられている。この部分を L 型金具の底面の中央に全体 の重心が来るように配置した。この L型金具は金属ワイヤー製緩衝装置(エアロフレツ

146 

クス社製ショックマウント)を、介してラックに固定し、航空機のタキシング時ならび に離着陸時の振動、および過重力状態から微小重力状態への瞬間的な変化の際にかか る重力変動を極力吸収し、高速回転機器であるターボ分子ポンプの保護と分析系への 振動の影響を小さくするようにした。 QMSの詳細は5.2.2節に示す。

濃度変化は、 QMSの出力電流値変化として測定され、 QMSの制御も兼ねるノート パソコンの PCカードメモリ上に GPIB経由で記録される。また、本体装置の壁面の温 度分布は熱電対σ.C.)で測定し、ユーザー支援機器から出力された μG検知信号、 G

レ

ベルデータとともにデータロガーに記録した。

実験条件をTable5・2・1に、実測された壁面の温度分布を Fig.5・2・5に、またその離 散データを元に最小二乗化を行い 3次元データとして求めた壁面の温度分布を、ヒー ター温度 773Kの場合について Fig.5・2・6に示す。また、図上の×印は熱電対の位置を 示す。

147 

{  己函忌五ムsS旬u叩E叩p附 Un  )  (He 0αr N

の

e

Rectaneular  '‑ ‑‑‑v  tlow channel 

T . c .  

T . c .  

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Vacuum Gauge 

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Spectrometer  ι』一 一 一

[ Tu伽 刷 … …eω氏ωCω川ωul Pu山』汀mp

/  Oiaphragm  Dry Pump 

Gas Analyzing Unit ..... . 

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Fig.5・2・1Schematics of local gas composition measurement system at DAS 

148 

‑・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・.. . .  . . 

ぺ

^{x  400} 

) n ‑n 

n u r

︐ ︐ ︑

Fig.5・2・2Dimension of rectangular flow channel for measurement of gas concentration 

7S 

. :  

Sampling Points 

ゐ了

160 

⑥ 

100  Gas 

‑一一砂

!一一

￨Side Yiew 

I 

IS 

̲  Heater 

亡 二 二

Insulator (Unit: mm)  22 

Fig.5‑2・3Sampling points of experimental apparatus 

149 

Fig.5‑2・4Schematic of flow channel with Sampling tube 

Table 5・2・1Experimental conditions 

He‑SF_o  Ne‑SF_o  Inlet mass fraction of SF(1 (Mole fraction) r‑1  0.20  0.20 

Total gas flow rate [L/min]  0.9((RReav=‑0.637))  

2.4 (Rea、，=1.5 0.7((RREav=‑1.547))   3.8 (Reav =7.9  Grashof Number (Gra、)[‑]  ¹_1.⁴⁰_40 (⁽⁽¹⁰₀^G_.^.

。

₀

) 

_1 G)  ¹₁³₃⁰ ₍^0.₀^( 011GG) ) 

Pressure r atm 1  1.0 

Temperature of Heater  773K((3353K，473K，493KK))   (Inlet， Upper wall， Side wall temp.) rK1  573K (333K， 393K， 403  Gravity level rGl  0.01， 0.1， 0.2， 0.5  0.01 

150 

900  800 

; z  

700 

~ 600 

コ

g500 

0. 

5400  H 

Cal. Exp. 

・

^{773Klowcr wall} 

企 773Kside wall 

• 773K upperr wall  一一一一 o 573K lowcr wall 

.‑ . ‑ d  573K side wall 

門 573Kuppcrr wall 

200 0  ‑ ‑ ^nu  20  30 

x [cm] 

Fig.5・2・5Measured wall temperatures 

Upper Wall 

773 

395  678 

Side Wall  584 

4田

30) 

Fig.5・2‑6Temperature distributioo 00 the walls approximated 00 the basis of 2・D measured wall temperatures at Th=773K 

151 

5.2.2実験方法

航空機では、先に述べたように有人の実験が可能であり、 それに伴いパラメーター も比較的広範囲に変更可能となる。本実験では、ガス組成、混合ガス流量、ヒーター 温度を一定値とし、サンプリングの位置の変更のみを飛行中に行った。実験の手順を Table 5‑2・2に示す。

Table 5・2・2Experimentprocess 

~

^{実験手順 作業場所}

実験準備

1 外部電源を入れる

2 データロガーデータのクリア 3 ガスボンベのセット

4 真空装置およびQMSの起動

格納庫(ハンガー)内 1  5 ガス流量の設定(低流量)

6 QMSの定常運転(約2時間) 7 全装置の停止

8 外部電源の切断 9 ハンガーアウト 1 外部電源を入れる

2 真空装置およびQMSの起動

3 ガス流量の設定(実験の設定流量)

2  4 PID温度の設定 エプロン

5 内部電源、に切り替え 6 実験者の搭乗 7 離陸

データロガースタート

離陸→空域到達 3  2 QMS測定開始

1 サンプリングポートの変更

水平飛行 4  2 テドラーバッグからガスの排気

5  1 非定常状態での濃度の測定 パフボリックフフイト中

6  1  次回の実験の準備 (4‑1に戻る) 1 実験終了

2 データロガーの停止 3 QMS測定終了

7  4 着陸 空域離脱→着陸

5 データロガーデータのダウンロード 6 電源、切断

152 

ドキュメント内 遷移重力場における熱・物質移動現象に関する研究 (ページ 54-79)