高反動度型超音速タービン翼列のための数値流体解析手法

摘要

また，衝撃波を含む流れを有限な解析領域で計算する場合，衝撃波が解析領域境界で，非物理的な反射や干渉をしない境界条件を用いる必要がある。二次元翼列流れの入口超音速流入時の境界条件として，主流方向の一次元Riemann不変量を外挿するChimaの手法や，二次元の特性理論をベースにしたGilesの手法が提案されている。これらの手法は，主に超音速流入となる圧縮機翼列の流体解析に適用されてきた。本研究では，Gilesの無反射境界条件を，近似Riemann解法に基づくTVD（Total Variation Diminishing）法に組み込める形に定式化し，蒸気タービン最終段動翼の先端側の超音速翼型に適用できるようにすることも目的とする。