2021/04/02 更新

写真a

カワサキ アキラ
川崎 央
KAWASAKI Akira
所属
未来材料・システム研究所 システム創成部門 助教
職名
助教

研究キーワード 4

  1. 電磁流体力学

  2. 宇宙推進

  3. デトネーション

  4. 宇宙システム

研究分野 2

  1. フロンティア(航空・船舶) / 航空宇宙工学  / 推進・エンジン

  2. フロンティア(航空・船舶) / 航空宇宙工学

経歴 7

  1. 名古屋大学   未来材料・システム研究所 システム創成部門   助教

    2019年6月 - 現在

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    国名:日本国

  2. 名古屋大学   航空宇宙工学専攻   助教

    2016年12月 - 2019年5月

  3. Texas A&M University   Department of Aerospace Engineering   Visiting Scholar

    2016年10月 - 2016年11月

  4. 宇宙航空研究開発機構   宇宙科学研究所   日本学術振興会特別研究員

    2016年4月 - 2016年11月

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    国名:日本国

  5. 宇宙航空研究開発機構   宇宙科学研究所   日本学術振興会 特別研究員(PD)

    2016年4月 - 2016年11月

  6. 東京工業大学   大学院総合理工学研究科   日本学術振興会特別研究員

    2015年4月 - 2016年3月

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    国名:日本国

  7. 東京工業大学   創造エネルギー専攻   日本学術振興会 特別研究員(DC2)

    2015年4月 - 2016年3月

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学歴 3

  1. 東京工業大学   大学院総合理工学研究科   創造エネルギー専攻

    2013年4月 - 2016年3月

  2. 東京工業大学   大学院総合理工学研究科   創造エネルギー専攻

    2011年4月 - 2013年3月

  3. 東京工業大学   工学部   機械宇宙学科

    2007年4月 - 2011年3月

所属学協会 1

  1. 日本機械学会

    2020年 - 現在

委員歴 5

  1. 日本航空宇宙学会   空力部門 委員  

    2020年4月 - 2021年3月   

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    団体区分:学協会

  2. 日本機会学会   第1企画委員会 幹事  

    2020年4月 - 2021年3月   

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    団体区分:学協会

  3. 電気学会   電磁界応答流体によるエネルギー・環境技術の新展開に関する調査専門委員会 委員  

    2019年7月 - 現在   

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    団体区分:学協会

  4. 日本航空宇宙学会 中部支部   幹事(会計)  

    2018年3月 - 2020年2月   

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    団体区分:学協会

  5. 日本航空宇宙学会   中部支部 幹事(会計)  

    2018年3月 - 2020年2月   

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    団体区分:学協会

受賞 7

  1. 「美しい炎」の写真展最優秀作品賞

    2020年12月   日本燃焼学会  

    笠原次郎, 松山行一, 松岡健, 川﨑央, 渡部広吾輝, 伊東山登, 後藤啓介, 石原一輝, ブヤコフバレンティン, 野田朋之, 松尾亜紀子, 船木一幸, 羽生宏人, 竹内伸介, 荒川聡, 増田純一, 前原健次, 和田明哲, 岩崎祥大, 中村秀一, 豊永慎治, 原田修, 河野秀文, 山本文孝, 川本昌司, 東野和幸, 中田大将, 内海政春, 味田直也, 神藤博実, 堂山一郎, 加藤辰哉

  2. 若手優良発表賞

    2020年3月   電気学会 電力・エネルギー部門 新エネルギー・環境技術委員会  

    川﨑央

  3. 最優秀賞(流体力学部門)

    2018年8月   第50回流体力学講演会/第36回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム  

    川崎 央, 笠原 次郎, 稲川 智也, 松岡 健, 川島 秀人, 松尾 亜紀子, 船木 一幸

  4. 電気学会優秀論文発表A賞

    2014年3月   電気学会  

    川崎 央

  5. Best Presentation Award

    2013年12月   Academy for Co-creative Education of Environment and Energy Science, Tokyo Institute of Technology  

    川崎 央

  6. American Astronautical Society Award

    2013年6月   29th International Symposium on Space Technology and Science  

    川崎 央

  7. 日本航空宇宙学会学生優秀講演賞

    2013年3月   第53回航空原動機宇宙推進講演会  

    川崎 央

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論文 24

  1. Experimental investigation on a rotating detonation cycle with burned gas backflow 査読有り

    Ken Matsuoka, Masaya Tanaka, Tomoyuki Noda, Akira Kawasaki, Jiro Kasahara

    Combustion and Flame   225 巻   頁: 13 - 19   2021年3月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Elsevier BV  

    DOI: 10.1016/j.combustflame.2020.10.048

    Web of Science

  2. Investigation into the effective injector area of a rotating detonation engine with impact of backflow 査読有り

    K. Goto, R. Yokoo, A. Kawasaki, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki, H. Kawashima

    Shock Waves     2021年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Springer Science and Business Media LLC  

    DOI: 10.1007/s00193-021-00998-9

    その他リンク: http://link.springer.com/article/10.1007/s00193-021-00998-9/fulltext.html

  3. Propulsion Performance of Cylindrical Rotating Detonation Engine 査読有り

    Ryuya Yokoo, Keisuke Goto, Juhoe Kim, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    AIAA Journal   58 巻 ( 12 ) 頁: 5107 - 5116   2020年12月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA)  

    DOI: 10.2514/1.j058322

    Web of Science

  4. Numerical analysis on behavior of dilute water droplets in detonation 査読有り

    Hiroaki Watanabe, Akiko Matsuo, Ashwin Chinnayya, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Jiro Kasahara

    Proceedings of the Combustion Institute     2020年10月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Elsevier BV  

    DOI: 10.1016/j.proci.2020.07.141

  5. Experimental study of internal flow structures in cylindrical rotating detonation engines 査読有り

    Ryuya Yokoo, Keisuke Goto, Jiro Kasahara, Venkat Athmanathan, James Braun, Guillermo Paniagua, Terrence Meyer, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    Proceedings of the Combustion Institute     2020年8月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Elsevier BV  

    DOI: 10.1016/j.proci.2020.08.001

  6. Numerical analysis of the mean structure of gaseous detonation with dilute water spray 査読有り

    Hiroaki Watanabe, Akiko Matsuo, Ashwin Chinnayya, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Jiro Kasahara

    Journal of Fluid Mechanics   887 巻   2020年3月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Cambridge University Press (CUP)  

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    </fig>

    DOI: 10.1017/jfm.2019.1018

    Web of Science

  7. Optical Measurement of Fluid Motion in Semi-Valveless Pulse Detonation Combustor with High-Frequency Operation 査読有り

    Akiya Kubota, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Jiro Kasahara, Hiroaki Watanabe, Akiko Matsuo, Takuma Endo

    Combustion Science and Technology   192 巻 ( 2 ) 頁: 197 - 212   2020年2月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Informa UK Limited  

    The purge layer of a semi-valveless pulse detonation cycle (PDC) needs to be minimized for operating at a gas-dynamic upper frequency limit. Therefore, it is essential to better understand the process of burned gas backflow for minimizing the purge layer thickness. The flow field of the semi-valveless PDC was visualized to illustrate the movement of burned gas. A combustor of length of 95 mm with a 10-mm-square cross section was used. Supercritical ethylene and oxygen gas were used as fuel and oxidizer, respectively, and the operation frequency was 604 Hz. The unsteady refilling process of the detonable mixture was modeled by an isentropic flow. In addition, the detailed burned gas blowdown process with deflagration-to-detonation transition (DDT) and the backflow were captured. It was shown that the retonation wave generated by the DDT process was the primary trigger of the burned gas backflow. When the duration required for the DDT process was sufficiently shorter than that of the burned gas blowdown process, it was found the latter could be reproduced with approximately 90% accuracy by one-dimensional numerical analysis without the DDT process.

    DOI: 10.1080/00102202.2018.1559837

    Web of Science

  8. Investigation of the measurement characteristics of a multiple-ion-probe method for a propagating methane-oxygen-nitrogen flame 査読有り

    Tomoaki Yatsufusa, Keigo Kii, Naoya Miura, Hiroki Yamamoto, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara

    COMBUSTION AND FLAME   211 巻   頁: 112 - 123   2020年1月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:ELSEVIER SCIENCE INC  

    The multiple-ion-probe measurement method is a method to measure a propagating flame using ion probes installed on the wall surface of a combustion chamber. The dynamic behavior of the propagating flame along the wall surface can be regenerated from the dataset of flame signals from individual ion probes. Although this method only captures flames near the wall surface, the flame propagation behavior can be indirectly visualized. Because this method can attain very high temporal resolution, it can provide precise measurements of high-speed phenomena such as knocking in spark-ignition engines and detonation in detonation combustors. This study aimed to investigate the ability of a developed 64-channel multiple-ion-probe measurement system to characterize a propagating flame. To this end, three flames with substantially different propagation velocities were measured using the proposed multiple-ion-probe measurement system. During the experiments, methane-oxygen stoichiometric mixtures diluted with different amounts of nitrogen were used. The flame propagation velocity varied within the range of several m/s for a turbulent flame to 2.4km/s for detonation by varying the dilution ratio of nitrogen. In the case where a mixture with a nitrogen mole fraction of 0.71 was used, a phenomenon of repeating stagnation and reacceleration of the propagating flame was observed. Furthermore, the phenomenon considered to be flame quenching was also observed near the wall. In the case of no dilution (nitrogen mole fraction = 0.00), multiple-ion probes with an installation interval of 1.5 mm indicated that the velocity fluctuated within the range of -500m/s to +2000 m/s with respect to the Chapman-Jouguet detonation velocity of 2390 m/s. Experiments involving soot foil recording conducted in parallel confirmed that this velocity fluctuation was derived from the detonation cell structure and that micro-explosions in the detonation front could be captured using the multiple-ion-probe method. (C) 2019 The Combustion Institute. Published by Elsevier Inc. All rights reserved.

    DOI: 10.1016/j.combustflame.2019.09.022

    Web of Science

  9. A novel characteristic length of detonation relevant to supercritical diffraction 査読有り

    A. Kawasaki, J. Kasahara

    Shock Waves   30 巻 ( 1 ) 頁: 1 - 12   2020年1月

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    担当区分:筆頭著者   記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Springer Science and Business Media LLC  

    DOI: 10.1007/s00193-019-00890-7

    その他リンク: http://link.springer.com/content/pdf/10.1007/s00193-019-00890-7.pdf

  10. Investigation of combustion modes and pressure of reflective shuttling detonation combustor 査読有り

    Masato Yamaguchi, Tomoya Taguchi, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Jiro Kasahara, Hiroaki Watanabe, Akiko Matsuo

    Proceedings of the Combustion Institute     2020年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Elsevier BV  

    DOI: 10.1016/j.proci.2020.07.064

  11. A study on detonation-diffraction reflection point distances in H2/O2, C2H2/O2, and C2H4/O2 systems 査読有り

    Han Sun, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara

    Proceedings of the Combustion Institute     2020年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Elsevier BV  

    DOI: 10.1016/j.proci.2020.06.371

  12. Semi-valveless pulse detonation cycle at a kilohertz-scale operating frequency 査読有り

    Ken Matsuoka, Haruna Taki, Akira Kawasaki, Jiro Kasahara, Hiroaki Watanabe, Akiko Matsuo, Takuma Endo

    Combustion and Flame   205 巻   頁: 434 - 440   2019年7月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Elsevier BV  

    A high operating frequency of a pulse detonation engine is required to increase the thrust-to-engine weight ratio or thrust density. The semi-valveless pulse detonation cycle (PDC) proposed by Matsuoka et al. (2017) can achieve a high operating frequency exceeding several kilohertz. For achieving a higher operating frequency close to the upper limit of gas dynamics, it is necessary to minimize the process in which the buffer layer is applied to avoid self-ignition of the detonable mixture. Experiments were conducted, and a one-dimensional numerical model was developed to investigate the minimum thickness of the buffer layer and the required duration for the stable PDC operation. Ethylene was used as a fuel and pure oxygen as an oxidizer. The total length of two combustors with an inner diameter of 10 mm was 40 and 80 mm. Therefore, the thickness of the buffer layer of approximately 20 mm was suggested for the stable PDC operation. This result indicated that 10% of the duration of one PDC was required to prevent self-ignition (SI). In the failed PDC, the early and late SI were confirmed. Interestingly, high-frequency PDC operation with a short combustor can suppress late SI and results in a higher success rate with the same thickness of the buffer layer. Furthermore, a stable PDC operation of a 1916 Hz with a combustor with a total length of 40 mm was demonstrated. (C) 2019 The Combustion Institute. Published by Elsevier Inc. All rights reserved.

    DOI: 10.1016/j.combustflame.2019.04.035

    Web of Science

  13. Propulsive Performance and Heating Environment of Rotating Detonation Engine with Various Nozzles 査読有り

    Keisuke Goto, Junpei Nishimura, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Kazuyuki Higashino

    Journal of Propulsion and Power   35 巻 ( 1 ) 頁: 213 - 223   2019年1月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA)  

    Geometric throats are commonly applied to rocket combustors to increase pressure and specific impulse. This paper presents the results from thrust measurements of an ethylene/gas-oxygen rotating detonation engine with various throat geometries in a vacuum chamber to simulate varied backpressure conditions in a range of 1.1-104 kPa. For the throatless case, the detonation channel area was regarded to be equivalent the throat area, and three throat-contraction ratios were tested: 1, 2.5, and 8. Results revealed that combustor pressure was approximately proportional to equivalent throat mass flux for all test cases. Specific impulse was measured for a wide range of pressure ratios, defined as the ratio of the combustor pressure to the backpressure in the vacuum chamber. The rotating detonation engine could achieve almost the same level of optimum specific impulse for each backpressure, whether or not flow was squeezed by a geometric throat. In addition, heat-flux measurements using heat-resistant material are summarized. Temporally and spatially averaged heat flux in the engine were roughly proportional to channel mass flux. Heat-resistant material wall compatibility with two injector shapes of doublet and triplet injection is also discussed.

    DOI: 10.2514/1.b37196

    Web of Science

  14. Critical condition of inner cylinder radius for sustaining rotating detonation waves in rotating detonation engine thruster 査読有り

    Akira Kawasaki, Tomoya Inakawa, Jiro Kasahara, Keisuke Goto, Ken Matsuoka, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    PROCEEDINGS OF THE COMBUSTION INSTITUTE   37 巻 ( 3 ) 頁: 3461 - 3469   2019年

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    担当区分:筆頭著者   記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:ELSEVIER SCIENCE INC  

    We describe the critical condition necessary for the inner cylinder radius of a rotating detonation engine (RDE) used for in-space rocket propulsion to sustain adequate thruster performance. Using gaseous C2H4 and O-2 as the propellant, we measured thrust and impulse of the RDE experimentally, varying in the inner cylinder radius r from 31 mm (typical annular configuration) to 0 (no-inner-cylinder configuration), while keeping the outer cylinder radius (r(o) = 39 nun) and propellant injector position (r(inj) = 35 mm) constant. In the experiments, we also performed high-speed imaging of self-luminescence in the combustion chamber and engine plume. In the case of relatively large inner cylinder radii (r(i) = 23 and 31 mm), rotating detonation waves in the combustion chamber attached to the inner cylinder surface, whereas for relatively small inner cylinder radii (r(i) = 0, 9, and 15 mm), rotating detonation waves were observed to detach from the inner cylinder surface. In these small inner radii cases, strong chemical luminescence was observed in the plume, probably due to the existence of soot. On the other hand, for cases where r(i) = 15, 23, and 31 mm, the specific impulses were greater than 80% of the ideal value at correct expansion. Meanwhile, for cases r(i) = 0 and 9 mm, the specific impulses were below 80% of the ideal expansion value. This was considered to be due to the imperfect detonation combustion (deflagration combustion) observed in small inner cylinder radius cases. Our results suggest that in our experimental conditions, r(i) = 15 mm was close to the critical condition for sustaining rotating detonation in a suitable state for efficient thrust generation. This condition in the inner cylinder radius corresponds to a condition in the reduced unburned layer height of 4.5-6.5. (C) 2018 The Combustion Institute. Published by Elsevier Inc. All rights reserved.

    DOI: 10.1016/j.proci.2018.07.070

    Web of Science

  15. Supersonic combustion induced by reflective shuttling shock wave in fan-shaped two-dimensional combustor 査読有り

    Masato Yamaguchi, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Jiro Kasahara, Hiroaki Watanabe, Akiko Matsuo

    PROCEEDINGS OF THE COMBUSTION INSTITUTE   37 巻 ( 3 ) 頁: 3741 - 3747   2019年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:ELSEVIER SCIENCE INC  

    As a novel detonation combustor that differs from a pulse and a rotating detonation engine, a reflective shuttling detonation combustor (RSDC), in which detonation waves shuttle repeatedly, was proposed. In a fan-shaped two-dimensional combustor, detonation waves propagate, repeating attenuation and re-ignition by a shock reflection at the side wall. hi the demonstration experiment, chemiluminescence visualization and pressure measurement with ethylene-oxygen mixture were conducted at the same time. As the result, a single shuttling wave coupled with pressure rise was observed in the combustor. The tangential velocity of the wave was 1526 +/- 12 m/s and approximately 60% of the estimated Chapman-Jouguet velocity of 2513 m/s. The ratio of pressure in front of the wave to one behind the primary wave or the reflected wave was in good agreement with one-dimensional shock theory, and it was suggested that the rapid reaction behind the reflected shock wave sustained the continuous propagation of the shock wave. (C) 2018 The Combustion Institute. Published by Elsevier Inc. All rights reserved.

    DOI: 10.1016/j.proci.2018.06.210

    Web of Science

  16. Numerical investigation on propagation behavior of gaseous detonation in water spray 査読有り

    Hiroaki Watanabe, Akiko Matsuo, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Jiro Kasahara

    PROCEEDINGS OF THE COMBUSTION INSTITUTE   37 巻 ( 3 ) 頁: 3617 - 3626   2019年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:ELSEVIER SCIENCE INC  

    A two-dimensional (2D) numerical simulation is conducted to clarify the propagation behavior of gaseous detonation in a water spray and its structure. The computational target refers to the experiment conducted by G Jarsale et al., and C2H4 -air gaseous detonation propagates where the water droplets (WDs) are sprayed. The parameters used are the C2H4-air equivalence ratio and WD mass fraction. The flow field, Favre-averaged one-dimensional profile, and cellular structure are revealed in 2D simulations. Stable propagation of gaseous detonation is observed in the water spray, and the decrease in velocity relative to the Chapman-Jouguet velocity without WDs is as much as 3.2%. Adding WDs changes the cellular pattern, especially for leaner mixtures. The weak triple point decays. and the cell width increases because of the longer induction length due to decreased velocity. The WD presence changes the detonation flow field substantially, and evaporation occurs primarily at 10 mm behind the shock wave. The high-evaporation region propagates at the detonation speed, and the compression wave formed when the detonation reflects from the two-phase medium propagates backward. Furthermore, WD evaporation suppresses the velocity, vorticity, and temperature fluctuations. Rapid evaporation with WDs leads to lower hydrodynamic thickness than that without WDs or in the Zel'dovich-von Neumann-Doring model. (C) 2018 The Combustion Institute. Published by Elsevier Inc. All rights reserved.

    DOI: 10.1016/j.proci.2018.07.092

    Web of Science

  17. 臨界電流における水素MPDスラスタのプラズマ挙動に関する数値解析 査読有り

    田内 思担, 川﨑 央, 中根 昌克, 窪田 健一, 船木 一幸

    日本航空宇宙学会論文集   67 巻 ( 5 ) 頁: 159 - 166   2019年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:一般社団法人 日本航空宇宙学会  

    <p>For a self-field magnetoplasmadynamic (MPD) thruster using hydrogen propellant, plasma flows were numerically simulated with a model including the ion-slip effect. To clarify the thruster behavior near the critical current, the discharge current and the propellant mass flow rate were set to 5 or 10 kA (critical current) and 0.4 g/s, respectively. At the critical current, current paths protruded toward a downstream region due to an increased Hall parameter when compared with the lower current case. In conjunction with this, the pressure was higher in the vicinity of the cathode tip and the ion-slip parameter exceeded unity in the discharge chamber at the critical current. Significant ion-slip heating occurred in the supersonic region, which resulted in limited amount of gas dynamic thrust. </p>

    DOI: 10.2322/jjsass.67.159

    CiNii Article

  18. Study on a Reflective Shuttling Detonation Wave in Fan-Shaped Two-Dimensional Combustor 査読有り

    M. Yamaguchi, K. Matsuoka, A. Kawasaki, J. Kasahara, H. Watanabe, A. Matsuo

    Proceedings of the Combustion Institute     頁: ***   2018年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

  19. The Effect of Anode Configuration on Hydrogen MPD Thruster Performance: A Numerical Study 査読有り

    Tauchi, S, Kawasaki. A, Nakene, M, Kubota, K, Funaki, I

    Trans. JSASS, Aerospace Technology Japan     頁: ***   2018年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

  20. The Effect of Anode Configuration on Hydrogen MPD Thruster Performance: A Numerical Study 査読有り

    TAUCHI Shitan, KAWASAKI Akira, NAKANE Masakatsu, KUBOTA Kenichi, FUNAKI Ikkoh

    TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN   16 巻 ( 3 ) 頁: 274 - 279   2018年

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:一般社団法人 日本航空宇宙学会  

    <p>The flowfields of a self-field magnetoplasmadynamic (MPD) thruster using hydrogen propellant were numerically simulated with a physical model incorporating the ion-slip effect. Thrust performance was investigated for two anode configurations, namely, straight anode and flared anode at discharge currents between 5 to 8 kA. Simulation results show that thrust efficiency increases with increased discharge current for the straight anode, while for the flared anode, thrust efficiency tends to decrease; this opposite trend is caused by the ion-slip effect. When comparing thrust characteristics, thrust for the flared anode was found to be larger than that for the straight anode, but the advantage of the flared anode diminishes at higher discharge currents due to strong pinching and consequent pressure depletion in the vicinity of the flared anode surface. This pressure depletion leads to large electric power consumption owing to the ion-slip heating. That is, at lower pressures, the ion-slip effect becomes more significant because collisions between ions and neutral atoms are not frequent.</p>

    DOI: 10.2322/tastj.16.274

    CiNii Article

  21. 水素MPDスラスタの放電電流経路に関する数値的検討 査読有り

    川﨑 央, 窪田 健一, 船木 一幸, 奥野 喜裕

    電気学会論文誌A(基礎・材料・共通部門誌)   136 巻 ( 3 ) 頁: 141 - 146   2016年

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    担当区分:筆頭著者, 責任著者   記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:一般社団法人 電気学会  

    For a 10N-class, steady-state, self-field magnetoplasmadynamic (MPD) thruster using hydrogen as the propellant, the distribution of discharge current path has been investigated by means of axisymmetry two-dimensional magnetohydrodynamic (MHD) flow simulation including an electrode sheath model with cathode temperature distributions. The discharge current path concentrates in the downstream region of the thruster, particularly on the anode edge and the cathode tip, because the ionization of hydrogen occurs after the dissociation. This feature is so dominant that the cathode sheath voltage is determined mainly by the temperature at the cathode tip and the discharge current path is hardly affected by the temperature gradient of the cathode. These characteristics are quite different from those for argon MPD thruster.

    DOI: 10.1541/ieejfms.136.141

    CiNii Article

  22. MPDスラスタ内の放電電流経路と推進性能に関する数値的検討 査読有り

    川﨑 央, 窪田 健一, 船木 一幸, 奥野 喜裕

    電気学会論文誌A(基礎・材料・共通部門誌)   136 巻 ( 3 ) 頁: 135 - 140   2016年

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    担当区分:筆頭著者, 責任著者   記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:一般社団法人 電気学会  

    The discharge current path and performance of a steady-state, self-field magnetoplasmadynamic (MPD) thruster using argon propellant have been examined under the assumption of temperature distributions on the cathode by axisymmetry two-dimensional magnetohydrodynamic (MHD) flow simulation with electrode sheath model as the boundary condition. The discharge current path in the thruster is affected not only by the Hall effect but also by the distribution of thermionic emission from the cathode. When the cathode temperature is decreased from the tip to the root, the discharge current shifts to the cathode tip, which mitigates the current concentration toward the cathode root due to the Hall effect. Then, the thrust is increased as well as the input power, and the thrust efficiency is almost the same as that under the constant temperature distribution on the cathode.

    DOI: 10.1541/ieejfms.136.135

    CiNii Article

  23. MHD Simulation and Thermal Design of an MPD Thruster 査読有り

    Akira KAWASAKI, Kenichi KUBOTA, Ikkoh FUNAKI, Yoshihiro OKUNO

    TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN   12 巻 ( ists29 ) 頁: Pb_19 - Pb_25   2014年

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    担当区分:筆頭著者, 責任著者   記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Japan Society for Aeronautical and Space Sciences  

    DOI: 10.2322/tastj.12.pb_19

  24. 数値計算による自己誘起磁場型アルゴンMPDスラスタの熱設計 査読有り

    川﨑 央, 窪田 健一, 船木 一幸, 奥野 喜裕

    日本航空宇宙論文集   61 巻 ( 6 ) 頁: 167 - 173   2013年

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    担当区分:筆頭著者, 責任著者   記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:一般社団法人 日本航空宇宙学会  

    A 400-kW-class steady-state self-field magnetoplasmadynamic (MPD) thruster is numerically designed with a combination of magnetohydrodynamic (MHD) and thermal analyses, where a heat flux evaluated from the MHD analysis is imposed on the electrode as a boundary condition in the thermal analysis. The increase in the ratio of an anode radius to a cathode radius improves the thrust performance, but can rise the temperature locally at an anode downstream edge and a cathode tip due to the concentration of discharge current and/or insufficient heat removal. It is suggested, however, that a thruster without electrode melting is realizable even at such a high input power by setting an appropriate cathode radius and enhancing heat removal from the electrode by means of heat pipe. The thruster designed under the thermal constraint is expected to achieve a thrust of 17 N, a specific impulse of 990s, a thrust efficiency of 21% for argon propellant.

    DOI: 10.2322/jjsass.61.167

    CiNii Article

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講演・口頭発表等 4

  1. Research and Development of Rotating Detonation Engine System for the Sounding Rocket Flight Experiment S520-31 国際会議

    Jiro Kasahara, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi

    8TH BSME INTERNATIONAL CONFERENCE ON THERMAL ENGINEERING  2019年  AMER INST PHYSICS

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    開催年月日: 2019年

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    A detonation is a combustion wave that propagates at supersonic speed (2 similar to 3 km/s) in a combustible mixture. There are many fundamental studies of detonation waves and detonation engine systems. The detonation cycle has a higher thermal efficiency than a conventional constant-pressure combustion cycle. Therefore, it is expected that a high-efficiency propulsion system can be realized using detonation waves. A rotating detonation engine (RDE) uses continuous detonation propagating at a bottom in an annular combustor. As detonation waves propagate at a supersonic speed only in the bottom region of the RDEs, the combustor can be shortened. However, the combustor needs cooling system due to high heat flux to the combustor wall. In this experimental study, we performed combustion tests of RDE system using gaseous ethylene and oxygen as the propellant. This RDE system performance will also be demonstrated in space environment by the sounding rocket. We measured the combustor pressure, temperatures, heat flus, mass flow rate and thrust. The RDE system used in this study is shown in Figure 1. We performed the long-duration rotating detonation engine combustion tests for at sea level condition. The stable trust histories were obtained.

  2. ファラデー形発電機を用いた衝撃波管駆動高温希ガスプラズマMHD発電実験 国際会議

    庄 雲欽, 川崎 央, 村上 朝之, 奥野 喜裕

    電気学会研究会資料. FTE, 新エネルギー・環境研究会  2011年8月26日 

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    会議種別:口頭発表(一般)  

    CiNii Article

  3. MPDスラスタの推進性能および電極温度に与える陰極寸法の影響 国際会議

    川崎 央, 窪田 健一, 船木 一幸, 奥野 喜裕

    電気学会研究会資料. FTE, 新エネルギー・環境研究会  2013年9月26日 

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    会議種別:口頭発表(一般)  

    CiNii Article

  4. MPDスラスタのプラズマ電磁流体流れと熱設計 国際会議

    川崎 央, 窪田 健一, 船木 一幸, 奥野 喜裕

    電気学会研究会資料. FTE, 新エネルギー・環境研究会  2012年9月6日 

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    会議種別:口頭発表(一般)  

    CiNii Article

Works(作品等) 1

  1. 観測ロケットS-520-31号機 搭載機器開発

    2016年12月
    -
    現在

共同研究・競争的資金等の研究課題 3

  1. デトネーション燃焼を応用した小型・高性能な二元推進剤ロケットエンジンの開発

    2017年10月 - 現在

    日東学術振興財団研究助成 

    川﨑央

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    資金種別:競争的資金

  2. 観測ロケット・ランダー用革新的デトネーション推進機構の研究

    2016年12月 - 現在

    宇宙工学委員会戦略的研究費 

    笠原次郎

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    資金種別:競争的資金

  3. 革新的な高熱効率を有する自発予圧縮機構付き回転デトネーションエンジンの研究開発

    2016年12月 - 2017年02月

    エネルギー・環境新技術先導プログラム 

    笠原次郎

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    資金種別:競争的資金

科研費 14

  1. デトネーション応用による簡素かつ高比推力な超小型衛星用ロケットエンジンの実現

    研究課題/研究課題番号:19K15209  2019年04月 - 2022年03月

    日本学術振興会  科学研究費助成事業 若手研究  若手研究

    川崎 央

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    担当区分:研究代表者 

    配分額:4290000円 ( 直接経費:3300000円 、 間接経費:990000円 )

    小型の衛星は、開発ならびに打ち上げに要する時間的・経済的コストが比較的小さいことから、近年ではこれを活用した宇宙ミッションが活発化しており、より高度なミッションの実現が多数検討されている。高度化の1つの方向性として、衛星の機動性(航行する軌道を変化させる能力)の向上は重要である。このような背景の下、本研究では、既存の工学機器で利用されている燃焼形態(デフラグレーション)とは明確に異なる燃焼方式であるデトネーション(爆轟)という現象を理解し、応用することによって、簡素なシステムと高い推進性能を両立した小型ロケットエンジンシステムの実現に資することを目指している。
    本年度(2019年度)は、従来の回転デトネーションエンジン(RDE)と比較してより小型で簡素な燃焼器形状を有する単円筒RDEについて、燃焼器内部の燃焼場・流れ場を、可視化ならびに多点圧力計測により実験的に検討した。ベースラインの条件として、燃料および酸化剤はそれぞれエチレンおよび酸素、インジェクターは細孔を同心円上に配置したダブレット型とし、燃焼器寸法は直径20 mm、長さ70 mmとした。可視化観測により、燃焼器内部ではインジェクター近傍の活発な化学発光領域のスケールが、推進剤インジェクションの条件で決まるインジェクション高さと呼ばれるスケールとよく一致すること、また、活発な化学発光領域から燃焼器長手方向下流に向かって衝撃波が伸びる、3次元的で、複雑な流れ場となっていることが確かめられた。一方で、圧力の時間平均値の軸方向分布からは、燃焼器内部の平均的な流れ場構造は、1次元定常流れの理論により説明されるものと大きな乖離がないことが明らかになった。

  2. デトネーション燃焼を応用した小型・高性能な二元推進剤ロケットエンジンの開発

    2017年12月 - 2018年11月

    日東学術振興財団  研究助成 

    川﨑 央

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    資金種別:競争的資金

  3. デトネーション燃焼利用による高効率2液式ロケットエンジンの革新的小型化

    研究課題/研究課題番号:17H06741  2017年08月 - 2019年03月

    日本学術振興会  科学研究費助成事業 研究活動スタート支援  研究活動スタート支援

    川崎 央

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    担当区分:研究代表者 

    配分額:2860000円 ( 直接経費:2200000円 、 間接経費:660000円 )

    本研究では,デトネーション燃焼の素早い燃焼完結性に着目して,2液式ロケットエンジンの革新的小型化を狙った.デトネーション燃焼を利用するロケットエンジンの一種である回転デトネーションエンジン(RDE)の燃焼器は,従来,デトネーション燃焼の安定維持のために二重円筒流路を有するのが通常であった.しかし,燃焼器寸法のエンジン性能への影響を詳細に検討することにより,構造がより簡便で,小型化のより容易な単円筒流路においても,燃焼器流路断面積に対して適切な推進剤流量を確保することで,エンジン性能が劣化しないことが実験的に明らかとなった.

  4. 宇宙用MPDスラスタのプラズマ電磁流体・熱連成モデルの構築と実機設計への展開

    2015年04月 - 2017年03月

    日本学術振興会  科学研究費補助金 特別研究員奨励費 

    川﨑 央

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    資金種別:競争的資金

  5. 自律圧縮型デトネーション推進機の物理解明:高次統合化観測ロケット宇宙飛行実証展開

    研究課題/研究課題番号:19H05464  2019年04月 - 2024年03月

    日本学術振興会  科学研究費助成事業 特別推進研究  特別推進研究

    笠原 次郎, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 中田 大将, 内海 政春, 羽生 宏人, 松岡 健, 川崎 央, 渡部 広吾輝

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    担当区分:研究分担者 

    デトネーション(極超音速)燃焼を用いた推進機構が航空宇宙工学分野に革新をもたらしている.本研究では,革新的な自律圧縮過程を有する多孔壁噴射器付直接冷却回転デトネーションエンジン及び,機体とエンジンの統合を実現するデトネーションユニットの研究を実施することによって,航空宇宙機の革新的高性能化と軽量化の原理を同時に解明する.また, 2023年には,観測ロケットの第3段にデトネーションエンジンを搭載してロケットとして世界最高性能の低軌道投入飛行プログラムの採択を目指す.

  6. 航空宇宙機用タービン革新:デトネーション半径方向末広超音速タービンの物理解明

    2018年10月 - 2022年03月

    日本学術振興会  科学研究費補助金 国際共同研究加速基金(国際共同研究強化(B)) 

    笠原 次郎

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    資金種別:競争的資金

  7. 航空宇宙機用タービン革新:デトネーション半径方向末広超音速タービンの物理解明

    研究課題/研究課題番号:18KK0127  2018年10月 - 2020年03月

    日本学術振興会  科学研究費助成事業 国際共同研究加速基金(国際共同研究強化(B))  国際共同研究加速基金(国際共同研究強化(B))

    笠原 次郎, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 松岡 健, 川崎 央

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    担当区分:研究分担者 

    申請者らの超小型デトネーション燃焼器による超音速ジェットを、米国研究者らが着想した超音速流ラジアルタービン(半径方向外向きに流れながら、流路は拡大し,速度は増加する)に吹き込むことで,極めて小型で高効率な航空宇宙用(超軽量・高効率)タービンが実現可能との見通しを得ている。しかしながら、そのような小型デトネーション燃焼器+超音速流ラジアルタービンの物理機構は十分理解できていないない。そこで、本研究では、(1) 申請者らは小型デトネーション燃焼器を製作し、スロートなしの超音速ジェット生成メカニズムの解明を担当し、(2) 米国側は新規着想の超音速タービンの機構を解明し、流れ係数、段負荷ファクターなどタービン特性を求め、さらに、(3) 申請者らと米国側研究者で,米国側研究室にて装置を結合し、小型デトネーション燃焼器+超音速流ラジアルタービンのシステム物理実証を行い、システムとしての物理特性を解明する。
    平成30年度、令和元年度は、月1回の会議を開催しつつ日本側は小型デトネーション燃焼器の設計・製作を行い高い燃焼効率を達成した。米国側は、新規着想の超音速タービンの機構を設計し、供給部等を含め、可視化研究を実施した。さらに、2019年9月19日、20日の米国(Purdue大)での共同での実験実施に向けて独自インターフェイスの検討・設計・製作を行った。日本側では、予定された流量での燃焼試験(透明円筒管による可視化・軸方向の圧力分布計測等)を完全に完了し、AIAA Journalへ論文投稿中である。

  8. 機体とエンジンの融合を目指す:デトネーションアクチュエータの研究

    研究課題/研究課題番号:17K18937  2017年06月 - 2019年03月

    日本学術振興会  科学研究費助成事業 挑戦的研究(萌芽)  挑戦的研究(萌芽)

    笠原 次郎, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 松岡 健, 川崎 央

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    担当区分:研究分担者  資金種別:競争的資金

    内筒なしのデトネーションアクチュエータを開発し、高速ジェットの推力特性を測定し、理論性能(適性膨張を仮定した場合)の90%以上の推力が発生することを確認した。アクチュエータは、制御信号のONが入力されば、燃料(エチレン)と酸化剤(酸素)のバルブが開となり、燃焼器部に気体が投入され、点火し、回転デトネーション波が発生し、音速の高速ジェットを生成でき、OFFにすると、停止する仕組みとした。エンジンの応答時間は100 ms、Ispは 242 secを達成している。可視化計測でも結果を確認した。また、窒素フィルム冷却機構を開発し、壁面への熱流束を抑制可能であることを実験的に確認した。

  9. 機体とエンジンの融合を目指す:デトネーションアクチュエータの研究

    2017年04月 - 現在

    科学研究費補助金  研究成果公開促進費 (研究成果公開発表)

    笠原次郎

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    担当区分:研究分担者 

  10. 革新的な自律圧縮爆轟物理機構の解明:多孔壁噴射器付円盤回転デトネーションエンジン

    2017年04月 - 現在

    科学研究費補助金  基盤研究(B)

    笠原次郎

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    担当区分:研究分担者 

  11. 革新的な自律圧縮爆轟物理機構の解明:多孔壁噴射器付円盤回転デトネーションエンジン

    研究課題/研究課題番号:17H03480  2017年04月 - 2020年03月

    日本学術振興会  科学研究費助成事業 基盤研究(B)  基盤研究(B)

    笠原 次郎, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 松岡 健, 川崎 央

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    担当区分:研究分担者  資金種別:競争的資金

    (1)自律圧縮爆轟現象の昇圧メカニズムの解明研究に関しては、低圧力損失インレットの設計を実施した。(2)自律的な圧力増加の限界値の解明研究に関しては、圧力ゲインを目指した内側噴射型の回転デトネーション燃焼器の設計を実施した。(3)多孔冷却壁面構造のデトネーションエンジンの熱的特性の解明研究に関しては、フィルム冷却型のインジェクターを搭載した回転デトネーション燃焼器の設計を実施した。以上の設計と並行して、ロケットシステムの検討をあわせて実施し、革新的な回転デトネーションロケットエンジンの実現への道筋を明かにした。これらの研究成果は、ICDERS等の国際会議の基調講演・招待講演で発表し、高く評価されている。

  12. 革新的な高熱効率を有する自発予圧縮機構付き回転デトネーションエンジンの研究開発

    2015年02月 - 2017年02月

    新エネルギー・産業技術総合開発機構  エネルギー・環境新技術先導研究プログラム 

    笠原 次郎

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    資金種別:競争的資金

  13. 観測ロケット・ランダー用革新的デトネーション推進機構の研究

    2014年08月 - 2019年03月

    宇宙航空研究開発機構  戦略的開発研究(工学) 

    笠原 次郎

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    資金種別:競争的資金

  14. 有人将来深宇宙ミッションへ向けた高出力MPDスラスタシステムの研究

    研究課題/研究課題番号:26289328  2014年04月 - 2017年03月

    日本学術振興会  科学研究費助成事業 基盤研究(B)  基盤研究(B)

    船木 一幸, 堀澤 秀之, 奥野 喜裕, 大塩 裕哉, 窪田 健一, 川崎 央, 宮崎 兼治, 外岡 学志, 田内 思担

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    有人火星探査を目指すにあたり、地球から火星までの軌道遷移を担う推進系の役割は重要である。大量の物資を効率良く運ぶための貨物船には、小惑星探査機はやぶさ等で用いられた電気推進を大型化した大電力電気推進を採用することで、優れたペイロード率の達成が可能となる。本研究では、100N級電磁プラズマ力学(MPD)アークジェットスラスタシステムの設計ならびにスラスタの試作、パルス動作試験を実施し、MW(メガワット)級の大電力電気推進システムの成立可能性を得た。

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担当経験のある科目 (本学) 5

  1. 航空宇宙創造設計

    2018

  2. 熱力学及び演習

    2018

  3. 熱力学及び演習

    2017

  4. 航空宇宙創造設計

    2017

  5. 機械・航空宇宙工学実験第2

    2017

担当経験のある科目 (本学以外) 7

  1. 航空機国際開発プロジェクト演習

    2020年 - 現在 名古屋大学)

  2. 機械・航空宇宙工学実験第1

    2019年 名古屋大学)

  3. 推進エネルギーシステム工学特別実験及び演習

    2017年 - 現在 名古屋大学)

  4. 推進エネルギーシステム工学セミナー

    2017年 - 現在 名古屋大学)

  5. 設計製図第4

    2017年 - 現在 名古屋大学)

  6. 機械・航空宇宙工学実験第2

    2017年 - 2019年 名古屋大学)

  7. 熱力学及び演習

    2017年 - 2019年 名古屋大学)

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社会貢献活動 1

  1. 2020年度 JAXA相模原キャンパス 特別公開

    運営参加・支援

    JAXA 宇宙科学研究所  2020年度 JAXA相模原キャンパス 特別公開  2021年3月26日

学術貢献活動 1

  1. ASME Turbo Expo

    査読

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    種別:査読等