Hirokawa, Yuichi

Nishikawa, Noriaki

Tomimatsu, Shigeyuki

Yamade, Yoshinobu

富松, 重行

山出, 吉伸

廣川, 雄一

西川, 憲明

Earth Simulator Research Results Repository

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電業社機械　Vol.37　No.1（2013） メッシュ再分割機能を利用したターボ機械大規模解析環境の構築
メッシュ再分割機能を利用した
ターボ機械大規模解析環境の構築
富 松 重 行　　山 出 吉 伸＊　　廣 川 雄 一＊＊　　西 川 憲 明＊＊
　１．はじめに
　ターボ機械の流体性能設計の現場において、CFDは既
に必要不可欠なツールの一つとなっている。従来から用
いられているRANSによる解析では、ジェットファンか
ら発生する空力騒音の予測はほぼ不可能であった。これ
に対して、LESによる解析では空力騒音の予測は可能と
なるが、精度良く解析を行うには空間分解能を上げる必
要があるため計算量が大規模になり、PCクラスタなどで
は設計開発の現場で実時間内に解析を終わらせることは
ほぼ不可能になるという問題がある。
　本研究において、解析には文部科学省次世代IT基盤構
築のための研究開発「イノベーション基盤シミュレー
ションソフトウェアの研究開発⑴」プロジェクトで開発
されたFrontFlow/blueを用いた。FrontFlow/blueは地球
シミュレータなどのスーパーコンピュータでの稼働実績
が既にあるソフトウェアであり、かつ空力騒音予測解析
に用いられた実績も多い⑵。また、FrontFlow/blueはメッ
シュ再分割機能（Refiner）の実装が完了している。した
がって、このメッシュ再分割機能を利用して、分割前の
メッシュモデルによる解析を企業内のPCクラスタなど
のコンピュータ、分割後のメッシュモデルによる解析を
スーパーコンピュータで行えば、解析精度の向上および
大規模解析業務の効率化が見込まれる。また、再分割前
のメッシュモデルを用いた解析を企業内で実施すること
によって、メッシュ品質のチェック、解析条件のチェッ
クなどを大規模解析の実行前に行うことができ、これら
の要因による大規模解析実行時のエラーを極力低減する
ことができる。
　そこで、本研究では再分割前のメッシュモデルを用
いた解析を社内のPCクラスタで行い、再分割後のメッ
シュモデルを用いた解析を地球シミュレータで行ってい
る。このようにすることで、企業内のコンピュータと地
球シミュレータのようなスーパーコンピュータをシーム
レスにつなぎ、ターボ機械の設計開発業務において継続
的に大規模解析を行えるハイパフォーマンスコンピュー
ティング環境・方法が構築できると考える。本報では、
Establishment of Large Scale Analysis Environment for 
Turbo Machinery using Refiner
By Shigeyuki Tomimatsu, Yoshinobu Yamade, Yuichi Hirokawa and Noriaki Nishikawa
  In order to conduct a product development of turbo machinery continuously and developmentally, 
an approach using LES（Large Eddy Simulation）should be one of the mainstream, because 
it is already essential to utilize CFD（Computational Fluid Dynamics）using RANS（Reynolds 
Averaged Navier-Stokes Simulation）in industrial field.
  For example, in recent years, the demand of a high-efficiency and low-noise jet fan is getting 
larger and larger for environmental concerns. However, in order to simulate the noise reduction 
of the jet fan with high accuracy, which needs the high performance computing technique using 
a super computer such as the Earth Simulator. Thus, the purpose of this study is to establish the 
high performance computing environment and method which provides a seamless connection 
between a calculator, such as a PC cluster, in a company and the super computer such as the 
Earth Simulator.
＊みずほ情報総研㈱　＊＊（独）海洋研究開発機構
　…平成22年度「地球シミュレータ産業戦略利用プログラム」利
用成果報告書pp.123-130に掲載されたものを一部加筆・修正
した。
メッシュ再分割機能を利用したターボ機械大規模解析環境の構築 電業社機械　Vol.37　No.1（2013）
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ジェットファンを対象にして行った流れ場と空力騒音の
予測事例を紹介する。
　２．解析対象および方法
　図１に本研究で解析対象としたジェットファンを示
す。図に示すように、この単段のジェットファンは５枚
の動翼、ケーシング、モータ、モータ架台で構成されて
いる。口径は630…mmで、設計仕様点での流速は35…m/s、
回転速度は2…930…min−1である。
　図２にジェットファンの解析モデルを示す。解析モデ
ル入口から動翼前縁までは、ジェットファン口径の約10
倍の助走区間を設けてある。また、動翼から発生する旋
回の影響を低減することを目的として、解析モデル出口
にはバッファ領域としてジェットファンの口径よりも大
きな径を持つ円筒ドメインを設けた。なお、本研究では
ジェットファン動翼周りの流れ場に着目しているため、
解析モデルはモータおよびモータ架台を省略したモデル
としている。
　図３に解析に使用したメッシュモデルを示す。メッシュ
モデルを作成するにあたって、ジェットファンの解析モ
デルを３個のドメイン、すなわち、入口部、動翼部、出
口部に分割した。入口部、出口部を静止系として取り扱
図１　ジェットファン
Fig.１  Jet fan
図２　解析モデル
Fig.２  Analysis model
⒝　入口部
⒝　Inlet
⒜　動翼部
⒜　Rotor
⒞　出口部
⒞　Outlet
図３　メッシュモデル
Fig.３  Mesh model
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電業社機械　Vol.37　No.1（2013） メッシュ再分割機能を利用したターボ機械大規模解析環境の構築
い、動翼部を回転系として取り扱った。節点数は、入口
部で約2.1×106、動翼部で約2.5×106、出口部で約2.7×
106であり、総節点数は約7.3×106である。なお、全て
のドメインに対して六面体要素を使用している。動翼表
面の乱流境界層を高精度で解析するために、動翼周りに
は他の部分と比較してより細かなメッシュを作成してい
る。ケーシングおよびハブ表面でも乱流境界層の発達は
予測されるが、本研究ではこれらの領域の乱流境界層は
解像しない。また、入口部と動翼部、ならびに動翼部と
出口部との間にはオーバーセット領域を設け、各ドメイ
ン間で最低５要素程度重なるようにモデリングしている。
　解析に用いたFrontFlow/blueは、時間、空間に対して
二次の精度を有する有限要素法のコードである。今回の
解析では、サブグリッドスケールモデルとして標準スマ
ゴリンスキーモデルおよびダイナミックスマゴリンス
キーモデルを使用した非圧縮性LES解析をそれぞれ行っ
た。なお、標準スマゴリンスキーモデルによる解析では、
スマゴリンスキー定数を0.2とした。運動方程式の解法
にはクランク・ニコルソン法を、圧力方程式の解法には
低マッハ数近似を施したFractional-Step法をそれぞれ用
いた。
　境界条件としては、入口境界に35…m/sの速度一定の
流入条件を与えた。出口境界には圧力０およびtraction-
freeの境界条件を、壁面には滑りなしの境界条件を与え
た。これらの境界条件のもと、圧力および速度０を初期
条件として動翼が20回転に達するまで計算を行い、得ら
れた解析結果をもとにしてFrontFlow/blueの騒音解析機
能を用いて騒音予測を行った。
　さらに、より高空間分解能を有するLES解析を行うた
めに、総節点数約5.8×107のメッシュモデルを用いて解
析を行った。このメッシュモデルは、前述の総節点数約
7.3×106のメッシュモデルに対してFrontFlow/blueのリ
ファイナー機能を適用することにより、自動的に得られ
たものである。すなわち、リファイン後のメッシュモデ
ルは、リファイン前のメッシュモデルの８倍の節点数を
有することになる。図４にリファイン前のメッシュモデ
ルとリファイン後のメッシュモデルをそれぞれ示す。
　なお、リファイン前のメッシュモデルを用いた解析は
社内のPCクラスタを用いて行い、リファイン後のメッ
シュモデルを用いた解析は地球シミュレータを用いて
行っている。
　３．解析結果
　図５に動翼周りの流跡線と動翼、ハブ上の表面圧力を
可視化した図を示す。コンター図は表面圧力を、青色、
赤色の矢印は流跡線をそれぞれ表す。これらの図におい
図４　メッシュモデルの比較
Fig.４……Comparison…between…mesh…models
⒜　リファイン前
⒜　Before refining
⒝　リファイン後
⒝　After refining
メッシュ再分割機能を利用したターボ機械大規模解析環境の構築 電業社機械　Vol.37　No.1（2013）
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⒜　前縁チップ近傍を通過する流跡線
⒜　Pathlines near tip of leading edge
⒝　前縁ミッドスパン近傍を通過する流跡線
⒝　Pathlines near midspan of leading edge
図５　表面圧力と流跡線
Fig.５……Surface…pressure…and…pathlines
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⒜　ジェットファンから1m上流位置での音圧
⒜　Sound pressure at 1m upstream position from jet fan
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⒝　音圧レベルと周波数の関係
⒝　Relationship between SPL and frequency
図６　騒音予測
Fig.６  Noise prediction
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電業社機械　Vol.37　No.1（2013） メッシュ再分割機能を利用したターボ機械大規模解析環境の構築
て、青色の矢印は翼の負圧面側を通過した流れを、赤色
の矢印は正圧面側を通過した流れをそれぞれ表す。なお、
これらの図は、リファイン前のメッシュモデルを使用し
て得られた解析結果である。
　図５⒜において、黒色の矢印で示した流跡線は他の流
跡線から離れている。これは、翼表面上のはく離によっ
て引き起こされていると考えられる。したがって、翼チッ
プ周りの形状を修正し、はく離を抑制することによって
ジェットファンの効率を改善することが可能なことを示
唆している。
　また、図５⒝において、赤色の丸印で囲まれた領域の
流跡線は旋回していることがわかる。これらの領域は動
翼から上流側に位置しているが、ジェットファンの形状
などを変更することによりこれらの旋回流を減少させる
ことができれば、ジェットファンの性能改善につながる。
また、翼ミッドスパン近傍の流跡線は翼通過前と翼通過
後で同じような経路をたどることから、ミッドスパン近
傍の翼形状は性能低下を引き起こしていないと言える。
　図６に騒音予測の結果を示す。これらの図において、
黒色の実線およびマーカーは標準スマゴリンスキーモデ
ル（SSM：Standard…Smagorinsky…Model）による解析結
果から得られた音圧および音圧レベルの予測結果を、赤
色の実線およびマーカーはダイナミックスマゴリンス
キーモデル（DSM：Dynamic…Smagoringky…Model）に
⒜　リファイン前
⒜　Before refining
⒝　リファイン後
⒝　After refining
図７　動翼およびハブ上の表面圧力
Fig.７  Surface pressure on rotors and hub
メッシュ再分割機能を利用したターボ機械大規模解析環境の構築 電業社機械　Vol.37　No.1（2013）
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よる解析結果から得られた音圧および音圧レベルをそれ
ぞれ示す。なお、これらの結果はリファイン前のLES解
析結果から騒音予測したものである。
　図６⒜にジェットファンから上流1…mの位置での音圧
を示す。時刻が経過するにつれて、標準スマゴリンスキー
モデルとダイナミックスマゴリンスキーモデルによる解
析結果から得られた音圧にわずかな違いがみられるが、
音圧の最大値と最小値はほぼ同じであり、全体的に大き
な違いは見られない。
　図６⒝に音圧レベルと周波数の関係を示す。ダイナ
ミックスマゴリンスキーモデルによる解析結果から得ら
れた音圧レベルは、標準スマゴリンスキーモデルによる
結果から得られたそれよりもわずかに大きいことがわか
る。この傾向は、特に高周波数領域で顕著である。
　図７に動翼とハブ上の表面圧力分布を示す。これらの
結果は、それぞれリファイン前、リファイン後のメッシュ
モデルを用いて得られた結果である。リファイン後の
メッシュモデルを用いて解析した結果得られた表面圧力
分布は、リファイン前のものよりも細かなところまで解
像できていることがわかる。したがって、ハイパフォー
マンスコンピューティングを用いることによって、製品
レベルのターボ機械であっても乱流遷移を捉えることが
可能であると考えられる⑶。しかしながら、このことを
結論づけるには更なる研究が必要である。
　４．おわりに
　自動車用道路のトンネル換気装置として用いられる
ジェットファンを対象にして標準スマゴリンスキーモデ
ルおよびダイナミックスマゴリンスキーモデルによる
LES解析を行って動翼周りの流れ場について検討し、騒
音予測を行った。
　また、FrontFlow/blueのリファイナー機能を用いて高
解像度のメッシュを作成し、リファイン前とリファイン
後のメッシュモデルを用いて解析した結果得られた表面
圧力分布を比較、検討した。リファイン後のメッシュモ
デルによる表面圧力分布は、リファイン前のそれよりも
細かなところまで解像できており、ハイパフォーマンス
コンピューティング技術を用いることによって、製品レ
ベルのターボ機械であっても乱流遷移を捉えることが可
能であることが示唆された。
　＜謝辞＞
　本研究は、平成21年度文部科学省先端研究施設共用促
進事業「地球シミュレータ産業戦略利用プログラム」の
“ジェットファンから発生する騒音のシミュレーション”
および平成22年度同プログラム “メッシュ再分割機能を
利用したターボ機械大規模解析環境の構築” の一環とし
て行った。
　FrontFlow/blueは文部科学省次世代IT基盤構築のため
の研究開発「イノベーション基盤シミュレーションソフ
トウェアの研究開発」プロジェクトの一環として、東京
大学　生産技術研究所で開発されたものである。
　ここに記して謝意を表します。
＜参考文献＞
⑴…　文部科学省次世代IT基盤構築のための研究開発「イノベー
ション基盤シミュレーションソフトウェアの研究開発」ホーム
ペ ー ジ、http://www.ciss.iis.u-tokyo.ac.jp/riss/、（2013/5/10
アクセス）
⑵…　Yoshinobu…Yamade,…Chisachi…Kato,…Hayato…Shimizu,…Takahiro…
Nishioka,… “LARGE…EDDY…SIMULATION…AND…ACOUSTICAL…
ANALYSIS… FOR…PREDICTION…OF…AEROACOUSTICS…NOISE…
RADIATED…FROM…AN…AXIAL-FLOW…FAN” ,…Proc.…FEDSM2006,…
paper…#FEDSM2006-98303,…Miami,…2006.
⑶…　Chisachi…Kato,…et…al,… “Numerical…prediction…of…sound…gen-
erated…from…flows…with…a… low…Mach…number” ,…Computers…&…
Fluids,…Volume…36,…Issue…1,…Pages…53-68,…2007.
＜筆者紹介＞
富松重行：…2003年入社。ポンプ、送風機および流体関連機器の
研究開発に従事。現在、技術研究所研究グループ主幹
技師。博士（工学）。技術士（機械部門）。


メッシュ再分割機能を利用したターボ機械大規模解析環境の構築

メッシュ再分割機能を利用したターボ機械大規模解析環境の構築

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