北村圭―氏のプレゼンテーションファイルは 宇宙科学奨励賞について | 宇宙科学振興会

を安定にとらえる

の提案と

それを用いた

の空力特性の解明

平成3 0年3月8日実施

第10回 宇宙科学奨励賞 宇宙工学分野 受賞記念講演 東海大学 校友会館

北村圭一

横浜国立大学大学院 工学研究院 准教授

協力（敬称略）： 嶋英志，野中聡(JAXA)，葛生和人（東海大），藤本圭一郎(JAXA),

青野淳也（計算力学研究センター），Philip L. Roe, Farzad Ismail（ミシガン大），

2008-2011

_JAXA

2002-2008

名古屋大学

2006-2007 米国ミシガン大学

2

2011-2012

_NASA

2012-2014

名古屋大学

イプシロンロケットの空力解析

(シミュレーション & 実験)

略歴

北村，横浜国立大学

・博士論文： 極超音速衝撃波干渉流れの数値解析

2014-

横浜国立大学

1998-2002

東京工業大学

1995-1998

明治大学附属明治高等学校

（プロジェクト研究員） （留学）

（研究員）

衝撃波を安定にとらえる流体計算法 SLAU, SLAU2

流体計算における衝撃波の安定性

指導教員： 中村佳朗 教授

•

想定外の力がかからない事を証明

•

無事に宇宙へ飛び立った（初号機：

2013

年

9

月）

イプシロンロケットの流体シミュレーション

（

JAXA

）

3

マッハ

1.5

で飛行している時の

・ロケットにかかる力

・周囲の空気の流れ

を解明

衝撃波

•

想定外の力がかからない事を証明

•

無事に宇宙へ飛び立った（初号機：

2013

年

9

月）

イプシロンロケットの流体シミュレーション

（

JAXA

）

4

マッハ

1.5

で飛行している時の

・ロケットにかかる力

・周囲の空気の流れ

を解明

衝撃波

（しょうげきは）

“数値振動”



「おかしな解」に至ってしまう事がある．

→

世界で初めて体系的に整理

衝撃波の流体シミュレーション

5

“カーバンクル現象”

Kitamura, K., Roe, P., and Ismail, F. AIAA Journal (2009)

「正しい」解

マッハ6

衝撃波を安定にとらえる

流体シミュレーション手法を提案

衝撃波不安定が起こらないよう数値粘性を調整

→宇宙機への熱的負荷も力も「正しく」かつ「滑らか」にシミュレーションできた！

6

マッハ8.1

Kitamura, K., and Shima, E, Journal of Computational Physics, (2013)

SLAU2（提案手法）

滑らかな解

正しい値

滑らか

Hanel（従来法） 滑らかな解

誤差

滑らか

Roe（従来法） ノイズ

衝撃波でノイズ

正しい値 宇宙機

背景：

イプシロンロケット

M-V

コスト・パフォーマンス：２倍 ・ 技術を継承

・ システム簡素化

代表的な実績

・ 「はやぶさ」(2003)

・ 「ひので」打ち上げ後，引退(2006)

・ 低コストな小型衛星打ち上げ

システム

・ 第１段：SRB-A

・ 打ち上げ能力： 2/3 ・ コスト： 1/3

・ 商用衛星：大型（２トン級）⇒H2A ・ 科学衛星：小型化（500kg級）し， 高効率化へ（＝小型科学衛星計画）

参考：森田泰弘他，第52回宇宙科学技術連合会，1J01, 2008.

7

後継機

イプシロンロケット

JAXA

格子生成ツール“

LS-GRID

”

で作製した

計算格子

約2,300万点， 半裁の場合

約1日で作製（マルチブロック構造 格子では約2週間かかる）．

風試模型

1段・2段継手フランジ SMSJ

ノズル

計算結果の例

圧力分布と計算格子

Kitamura, K., Nonaka, S., Kuzuu, K., Aono, J., Fujimoto, K., and Shima, E., “Numerical and Experimental Investigations of Epsilon Launch Vehicle Aerodynamics at Mach 1.5,” Journal of Spacecraft and Rockets, (2013)

密度勾配絶対値

風洞試験結果（シュリーレン写真）

衝撃波の発生位置はほぼ一致．

ー流れ場可視化結果ー

マッハ

1.5

北村他，航空宇宙技術, Vol. 9, pp.9-14, 2010.

表面流線

風洞試験結果（オイルフロー）

・全体的な流れ場は類似．

・突起部分周りの流れ場も，類似．

突起

突起 突起

ー表面流線可視化結果ー

風洞試験結果 （オイルフロー）

突起

表面流線

ー表面流線可視化結果ー

（下流の突起付近）

流体シミュレーション結果の解析の例

突起を乗り越えた流れが渦V

1を形成した後，

再びロケット表面に付着（線A₁ ） ． 線A

1 渦V

1

赤い箇所は高い圧力が かかっている

13

三次元流れ場の詳細を捕捉・解明

マッハ 1.5

風洞試験結果 （オイルフロー）

共著者の皆様に感謝申し上げます

～関連する論文リスト～

14

1. Kitamura, K., Roe, P., and Ismail, F. “Evaluation of Euler fluxes for

hypersonic flow computations,” AIAA Journal, Vol. 47, No. 1, pp. 44-53. doi:10.2514/1.33735 (2009)（被引用71件）

2. Kitamura, K., and Shima, E., “Towards shock-stable and accurate

hypersonic heating computations: A new pressure flux for AUSM-family schemes,” Journal of Computational Physics, Vol. 245, pp. 62-83. doi:10.1016/j.jcp.2013.02.046 (2013) （被引用54件）

3. Kitamura, K., Nonaka, S., Kuzuu, K., Aono, J., Fujimoto, K., and

まとめ

15



衝撃波

の流体計算において，

おかしな解

が現れる状況を

体系的に整理し，明らかにした．



衝撃波を安定

にとらえる

流体シミュレーション方法

（計算法）

SLAU2

を提案した

．



これを

JAXA

コード

LS-FLOW

に実装．

イプシロンロケット

の飛行時の流体計算に適用し，

その

空気力学的特性

を明らかにした．

最後に

16



このような

素晴らしい賞

をいただき，

誠に

ありがとうございます

．



今後も

JAXA

との良好な関係を大切にしながら，

研究・教育

に精進して参りたいと思います．

いただいたご質問（例）

17



なぜ

SLAU2

が良いのか？

何を工夫して作ったのか？

→ 衝撃波の「内部」は，数学的に記述ができません．この領域に対し ては「数値散逸」を適切に調整する事で，不安定を起こりにくくしました．



宇宙機にかかる熱は何度？／今なら

CFD

で予測できる？

→ 1000Kオーダになります．／予測精度は高くなりましたが現在でも

難しさはあり，十分な検証が必要です．



衝撃波の問題は，メッシュを細かくしてスパコンを使えば解

決できる？

→ 計算要素（セル）のサイズに応じて現れるため，セルを小さくしても 根本解決はできません．



再使用ロケットの帰還の難しさは？

（スペース

X

ができるの

だから，もうできてしまうのでは？）