2021/11/15 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
大学院担当
大学院工学研究科
職名
助教

学位 1

  1. 博士(工学) ( 2016年3月   東京工業大学 ) 

研究キーワード 4

  1. 宇宙システム

  2. 電磁流体力学

  3. 宇宙推進

  4. デトネーション

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 26

  1. Cathode temperature measurement of a hydrogen self-field MPD thruster during 1 ms quasi-steady operation 査読有り

    Yuya Oshio, Shitan Tauchi, Akira Kawasaki, Ikkoh Funaki

    Journal of Applied Physics   130 巻 ( 17 ) 頁: 173306 - 173306   2021年11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:AIP Publishing  

    DOI: 10.1063/5.0063942

  2. 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

  3. A study on detonation-diffraction reflection point distances in H-2/O-2, C2H2/O-2, and C2H4/O-2 systems 査読有り

    Han Sun, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara

    PROCEEDINGS OF THE COMBUSTION INSTITUTE   38 巻 ( 3 ) 頁: 3605 - 3613   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:ELSEVIER SCIENCE INC  

    Recently, Kawasaki and Kasahara (2019) reported that reflection point distance , which is a detonation characteristic length relevant to the diffraction process, is a useful measure; i.e., the critical condition for detonation diffraction can be universally expressed in terms of the diffraction point distance, independent of mixture stability. However, their findings were limited to their experimental conditions only. In this study, we performed high-speed visualization of processes of cylindrical (line-symmetric) detonation diffraction around a 90-degree corner for two series of experiments to obtained reflection point distances, l(r), as a novel characteristic length, and examined critical conditions of reinitiation expressed in terms of the reflection point distance. In the first experimental series, stoichiometric C2H2/O-2 mixtures with 50% Ar dilution were employed, and the channel width l(c) was varied to 5, 10, 15, and 20 mm to investigate the influences of the boundary condition of the flow field. In the second experimental series, H-2/O-2, C2H2/O-2, or C2H4/O-2 mixtures with different equivalence ratios were employed to investigate influences of the reaction systems. Our results confirmed that the channel width does not affect the reflection point distance or the critical condition. The critical condition was also independent of fuel species and equivalence ratio, and can be uniquely expressed as l(r)/l(c) = 4.0 +/- 0.6 in terms of the reflection point distance. (C) 2020 The Combustion Institute. Published by Elsevier Inc. All rights reserved.

    DOI: 10.1016/j.proci.2020.06.371

    Web of Science

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  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   38 巻 ( 3 ) 頁: 3709 - 3716   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:ELSEVIER SCIENCE INC  

    Two-dimensional numerical simulations are conducted based on the Eulerian-Lagrangian method to model a gaseous detonation laden with monodispersed water droplets. The premixed mixture is a slightly diluted stoichiometric hydrogen oxygen mixture at low pressure. The outcome of the interactions of the droplet breakup with the cellular instabilities and the non-uniform flow behind the leading front is analyzed. The simulation results are also analyzed using instantaneous flow fields and Favre average profiles for water droplets. Breakup occurs mainly near the detonation front. The mean final diameter of the water droplets at the end of the breakup process is the same regardless of the initial strength of the leading shock or whether it is lower or greater than the Chapman-Jouguet value. The polydispersity comes from local phenomena behind the leading shock, such as forward jets coming from triple point collisions, transverse waves and a combination of both. The total breakup time is longer than that estimated from post-shock conditions and the present finding is in line with the previous experimental results on spray detonation.(c) 2020 The Combustion Institute. Published by Elsevier Inc. All rights reserved.

    DOI: 10.1016/j.proci.2020.07.141

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  5. 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   38 巻 ( 3 ) 頁: 3615 - 3622   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:ELSEVIER SCIENCE INC  

    Detonation combustors are considered promising alternatives to conventional combustors because they offer high thermal efficiency and fast combustion. However, especially for the rotating detonation combustor, the theoretical propulsive performance has not been confirmed in experimental studies because the highly unsteady flow field hinders the measurements process. To understand the involved phenomena in more detail, a reflective shuttling detonation combustor (RSDC) with a rectangular combustion chamber was developed. The interior of the chamber can easily be visualized owing to its two-dimensional quality. Utilizing the RSDC, several combustion tests with gaseous ethylene and oxygen were conducted for different values of mass flow rates and equivalence ratios. Combustion modes from the tests were classified into four types based on the fast Fourier transform (FFT) analysis of the luminous intensity of the CH* self-luminescence images captured by a high-speed camera and a band pass filter. Simultaneously, the theoretical total pressure of a conventional isobaric combustor was compared to the static pressure measured at the bottom of the RSDC chamber. For the detonation modes, the ratio between experimentally measured static pressure and the theoretical pressure varied depending on the location in the chamber owing to the distribution of the time-averaged static pressure. Furthermore, the pressure ratio of the detonation modes was up to 18% lower than that of the deflagration mode potentially owing to the flow velocity induced by the detonation waves. (C) 2020 The Combustion Institute. Published by Elsevier Inc. All rights reserved.

    DOI: 10.1016/j.proci.2020.07.064

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  6. 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  

    For rotating detonation engines, the high-pressure region behind the detonation causes backflow into the plenum, making it difficult to properly design injectors to achieve the target pressure balance due to blockage of a part of the injector area during engine operation. In this paper, we present the pressure and thrust measurement of a rotating detonation engine with two different triplet injectors (fuel injector diameters of 0.8 mm and 1.0 mm) using gaseous methane, gaseous ethylene, and gaseous oxygen. The detonation wave propagation velocity with the fuel injector diameter of 0.8 mm was approximately 200 m/s higher than that with the fuel injector diameter of 1.0 mm. Combustor pressures and specific impulses were almost identical for both fuel injector diameters in this study. For our evaluation of the extent to which the available injector area can be utilized during engine operation, the effective injector area ratio was defined as the ratio of the plenum pressure during burn time to the pre-ignition value. Regardless of fuel species and fuel injector orifice diameter, the effective injector area ratio decreased proportionally with the ratio of combustor pressure to pre-ignition plenum pressure. This result implies that the pressure balance between the upstream plenum pressure and the combustor pressure can be roughly determined taking the effect of backflow into consideration.

    DOI: 10.1007/s00193-021-00998-9

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

  7. 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 R. Meyer, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    PROCEEDINGS OF THE COMBUSTION INSTITUTE   38 巻 ( 3 ) 頁: 3759 - 3768   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:ELSEVIER SCIENCE INC  

    The internal flow structures of detonation wave were experimentally analyzed in an optically accessible hollow rotating detonation combustor with multiple chamber lengths. The cylindrical RDC has a glass chamber wall, 20 mm in diameter, which allowed us to capture the combustion self-luminescence. A chamber 70 mm in length was first tested using C2H4-O-2 and H-2-O-2 as propellants. Images with a strong self-luminescence region near the bottom were obtained, confirming the small extent of the region where most of the heat release occurs as found in our previous research. Based on the visualization experiments, we tested RDCs with shorter chamber walls of 40 and 20 mm. The detonation wave was also observed in the shorter chambers, and its velocity was not affected by the difference in chamber length. Thrust performance was also maintained compared to the longer chamber, and the short cylindrical RDC had the same specific impulse tendency as the cylindrical (hollow) or annular 70-mm chamber RDC. Finally, we calculated the pressure distributions of various chamber lengths, and found they were also consistent with the measured pressure at the bottom and exit. We concluded that the short-chamber cylindrical RDC with equal length and diameter maintained thrust performance similar to the longer annular RDC, further expanding the potential of compact RDCs. (c) 2020 The Combustion Institute. Published by Elsevier Inc. All rights reserved.

    DOI: 10.1016/j.proci.2020.08.001

    Web of Science

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  8. 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:AMER INST AERONAUTICS ASTRONAUTICS  

    This study evaluated the propulsion performance of a nozzleless, cylindrical rotating detonation engine (RDE). Using a C2H4-O-2 mixture, the RDE was tested in a low-back-pressure environment at propellant mass flow rates of 8-45 g/s. In high-speed imaging of the self-luminescence within the combustor, rotating luminous regions were observed at mass flow rates above 22 g/s. Measured pressure distributions suggest that burned gas reached sonic velocity at the combustion chamber outlet. This paper proposes the structure of internal flow in the RDE and confirms that calculated pressure distribution based on the structure was close to the experimental distribution. This study also estimated the RDE's thrust by pressure and momentum exchange and confirmed it by experimental measurement. Moreover, the theoretical thrust calculated under the assumption that exhaust is a sonic flow agreed with the load cell thrusts, suggesting that RDE combustion is perfectly completed inside the chamber. Specific impulses are 80-90% of specific impulses for ideal correct expanded flow for all mass flow rates, and its value was close to that of an annular RDE. In addition, RDE performance will increase by about 20% if the RDE is equipped with a divergent nozzle and the gas is correctly expanded to back pressure.

    DOI: 10.2514/1.J058322

    Web of Science

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  9. 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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    DOI: 10.1017/jfm.2019.1018

    Web of Science

  10. 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:TAYLOR & FRANCIS INC  

    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

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  11. 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

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  12. 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  

    For stoichiometric C2H4–O2 and C2H2–O2 mixtures with or without argon dilution, the processes of detonation diffraction have been investigated in a two-dimensional setup through high-speed schlieren imaging, with the characteristic length and the stability of detonation varied by regulating the initial pressure and argon mole fraction of the mixture. In particular, a length relevant to the process of supercritical diffraction (i.e., distance from the channel end corner to reflection point of the transverse detonation on the channel end face, reflection point distance in short) was deduced from obtained sequential schlieren images and analyzed. The reflection point distance can be idealized for the infinitely wide donor channel, and thus, it can be a parameter in which properties intrinsic to each detonable mixture are manifested. Experimental results showed that the reflection point distance was roughly inversely proportional to the initial pressure for identical mixtures and independent of the width of the donor channel at high initial pressures. For a certain combination of the fuel and oxidizer, correlations between the reflection point distance and the initial partial pressure of fuel were very similar regardless of the argon mole fraction. Critical conditions of the diffraction problem could be given for the ratio of the reflection point distance to the channel width, and it was suggested that the critical value lies in a range of 3–5 and does not significantly depend on the stability of the mixture.

    DOI: 10.1007/s00193-019-00890-7

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

  13. 初期直径分布を有する希薄な水液滴群を含む混合気中を伝播する気相デトネーションに関する数値解析

    渡部 広吾輝, 松尾 亜紀子, Ashwin Chinnayya, 松岡 健, 川﨑 央, 笠原 次郎

    年次大会   2020 巻 ( 0 )   2020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 日本機械学会  

    <p>Two-dimensional numerical simulations based on Eulerian-Lagrangian method are conducted to model a gaseous detonation laden with the polydisperse water spray in a two-dimensional straight channel. The premixed mixture is a stoichiometric hydrogen oxygen slightly diluted with nitrogen at low pressure. The behavior of the polydisperse water spray behind the leading shock front are analyzed by categorizing water spray based on whether the water droplet experienced the transverse wave or the jet. The jet and transverse waves, which play a dominant role in inducing the breakup and polydispersity, have different effect on polydisperse spray depending on the initial droplet diameter. For the water droplets with smaller initial droplet diameter, the breakup process tends to be completed shortly before the droplets experience the jet, and the transverse waves contribute to breakup more than the jet. In contrast, the time of breakup process is lengthened with larger initial droplets, and the contribution of the jet overcomes that of the transverse waves as the droplets experience the jet before the end of breakup process. Indeed, the jet can induce higher relative velocities, which leads to a more intense breakup relative to that induced by transverse waves.</p>

    DOI: 10.1299/jsmemecj.2020.J19107

    CiNii Article

  14. 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 SCIENCE INC  

    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

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  15. 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:AMER INST AERONAUTICS ASTRONAUTICS  

    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

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  16. 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

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    Scopus

  17. 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

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  18. 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

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  19. 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

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  20. 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)  

  21. 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)  

  22. 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

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  23. 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

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  24. 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

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  25. 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

  26. 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

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MISC 120

  1. 観測ロケットS520を用いた液体推進剤デトネーションキックモーター飛行実証実験

    笠原 次郎, 松山 行一, 松岡 健, 川崎 央, 渡部 広吾輝, 伊東山 登, 後藤 啓介, 石原 一輝, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 中田 大将, 内海 政春, 羽生 宏人, 竹内 伸介, 荒川 聡, 増田 純一, 前原 健次, 和田 明哲, 山田 和彦, KASAHARA Jiro, MATSUYAMA Koichi, MATSUOKA Ken, KAWASAKI Akira, WATANABE Hiroaki, ITOUYAMA Noboru, GOTO Keisuke, ISHIHARA Kazuki, MATSUO Akiko, FUNAKI Ikkoh, NAKATA Daisuke, UCHIUMI Masaharu, HABU Hiroto, TAKEUCHI Shinsuke, ARAKAWA Satoshi, MASUDA Junichi, MAEHARA Kenji@@WADA Asato, YAMADA Kazuhiko  

    観測ロケットシンポジウム2020 講演集 = Proceedings of Sounding Rocket Symposium 2020   2021年3月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    第3回観測ロケットシンポジウム(2021年3月24-25日. オンライン開催)著者人数: 19名資料番号: SA6000162013レポート番号: Ⅲ-6

    CiNii Article

  2. 既燃ガス逆流を含む回転デトネーションサイクルに関する実験研究

    松岡健, 田中聖也, 川崎央, 笠原次郎, 八房智顯  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)225 巻   頁: 13 - 19   2021年3月

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  3. 観測ロケット S-520 31号機プロジェクト:デトネーションエンジンシステムの宇宙実証

    松岡 健, 笠原 次郎, 松山 行一, 川﨑 央, 伊東山 登, 渡部 広吾輝, 後藤 啓介, ブヤコフ バレンティン, 石原 一輝, 野田 朋之, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 中田 大将, 内海 政春, 羽生 宏人, 竹内 伸介, 荒川 聡, 増田 純一, 前原 健次, 山田 和彦, 和田 明哲, MATSUOKA Ken, KASAHARA Jiro, Matsuyama Koichi, KAWASAKI Akira, ITOUYAMA Noboru, WATANABE Hiroaki, GOTO Keisuke, BUYAKOFU Valentin, ISHIHARA Kazuki, NODA Tomoyuki, MATSUO Akiko, FUNAKI Ikkoh, NAKATA Daisuke, UCHIUMI Masaharu, HABU Hiroto, TAKEUCHI Shinsuke, ARAKAWA Satoshi, MASUDA Junichi, MAEHARA Kenji, YAMADA Kazuhiko, WADA Asato  

    観測ロケットシンポジウム2020 講演集 = Proceedings of Sounding Rocket Symposium 2020   2021年3月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    第3回観測ロケットシンポジウム(2021年3月24-25日. オンライン開催)著者人数: 21名資料番号: SA6000162001レポート番号: Ⅰ-1

    CiNii Article

  4. 2MW 級自己誘起磁場型MPDスラスタの推進性能と熱特性に関する実験的研究

    田内 思担, 大塩 裕哉, 川崎 央, 船木 一幸  

    令和2年度宇宙科学に関する室内実験シンポジウム 講演集   2021年3月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    令和2年度宇宙科学に関する室内実験シンポジウム(2021年3月5日. オンライン開催)資料番号: SA6000161017レポート番号: 17

    CiNii Article

  5. S-520-31号機によるデトネーションエンジン実験の進捗状況:回転デトネーションエンジン

    松岡 健, 後藤 啓介, ブヤコフ バレンティン, 石原 一輝, 野田 朋之, 伊東山 登, 川﨑 央, 渡部 広吾輝, 松山 行一, 笠原 次郎, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 中田 大将, 内海 政春, 竹内 伸介, 岩崎 祥大, 和田 明哲, 増田 純一, 荒川 聡, 羽生 宏人, 山田 和彦, MATSUOKA Ken, GOTO Keisuke, BUYAKOFU Valentin, ISHIHARA Kazuki, NODA Tomoyuki, ITOYAMA Noboru, KAWASAKI Akira, WATANABE Hiroaki, MATSUYAMA Koichi, KASAHARA Jiro, MATSUO Akiko, FUNAKI Ikkoh, NAKATA Daisuke, UCHIUMI Masaharu, TAKEUCHI Shinsuke, IWASAKI Akihiro, WADA Asato, MASUDA Junichi, ARAKAWA Satoshi, HABU Hiroto, YAMADA Kazuhiko  

    令和二年度宇宙輸送シンポジウム: 講演集録 = Proceedings of Space Transportation Symposium FY2020   2021年1月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    令和二年度宇宙輸送シンポジウム(2021年1月14日-15日. オンライン開催)著者人数: 21名資料番号: SA6000160027レポート番号: STCP-2020-027

    CiNii Article

  6. 液体酸素を用いた回転デトネーションエンジンのシステム動作評価に関する研究

    伊藤志朗, 石原一輝, 米山健太郎, 伊東山登, 渡部広吾輝, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸, 中田大将, 内海政春, 松井康平, 北川幸樹, 中村秀一, 東野和幸, 福地亜宝郎, 長尾隆央  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)53rd-39th 巻   2021年

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  7. 回折デトネーション波観測に基づくデトネーション特性長予測に関するデータ駆動的検討

    川崎央, 長谷川大樹, SUN Han, 伊東山登, 渡部広吾輝, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)53rd-39th 巻   2021年

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  8. 拡大流路を有する単円筒回転デトネーションエンジンに関する研究

    中田耕太郎, 太田光星, 石原一輝, 後藤啓介, 伊東山登, 渡部広吾輝, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2020 巻   2021年

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  9. 水素・酸素及び炭化水素・酸素混合気におけるデトネーション回折時の特性長に対する当量比の影響調査

    SUN Han, 川崎央, 伊東山登, 渡部広吾輝, 松岡健, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2020 巻   2021年

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  10. 反射往復デトネーション現象に関する可視化実験

    松岡健, 田口知哉, 渡部広吾輝, 川崎央, 伊東山登, 笠原次郎, 松尾亜紀子  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)53rd-39th 巻   2021年

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  11. エタノールを用いた回転デトネーション燃焼器の動作条件同定に関する研究

    米山健太郎, 石原一輝, 伊藤志朗, 渡部広吾輝, 伊東山登, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)53rd-39th 巻   2021年

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  12. アディティブ・マニュファクチャリング回転デトネーションエンジンの研究

    服部花凜, 太田光星, 石原一輝, 後藤啓介, 伊東山登, 渡部広吾輝, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2020 巻   2021年

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  13. Single-element Simulationを用いた回転デトネーションエンジンの低圧力損失インジェクタの探索

    鈴木寛人, 嶋英志, 松尾亜紀子, 大門優, 川島秀人, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2020 巻   2021年

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  14. Propulsive performane of cylindrical rotating detonation engine with propellant injection cooing

    Keisuke Goto, Kosei Ota, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki  

    AIAA Scitech 2021 Forum   頁: 1 - 7   2021年

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    © 2021, American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc, AIAA. All rights reserved. An engine cooling concept for cylindrical rotating detonation engine which had an injector surface on the combustor side wall has been tested with three combustor length of 21, 30, and 6 mm. Thrust measurement of the cylindrical RDE (24-mm-diameter) was conducted with monitoring K-type thermocouples inserted in combustor wall. Single rotating detonation wave was observed with the combustor length of 30 and 69 mm in this study. Cooling effect due to the propellant injection was confirmed as the nearly saturated temperature response in the combustor side wall. when the chamber length is more than 30 mm, the specific impulse maintained more than 80% of theoretical value assuming sonic condition at the chamber exit. The result indicated that modest combustor length as an efficient thruster exists in the range of 30 to 69 mm.

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  15. Numerical study on early-times laser controlled detonative propulsion

    Tomoyuki Sato, Andrea Alberti, Alessandro Munafò, Marco Panesi, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Jiro Kasahara  

    AIAA Scitech 2021 Forum1 PartF 巻   頁: 1 - 9   2021年

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    In this work we investigate applications of laser energy deposition for the control of deflagration-to-detonation transition and for the early stage propagation of flame in pulse detonation combustor. The plasma hydrodynamics are described by the system of chemically reactive Navier-Stokes equations and non-equilibrium effects are described with a two-temperatures model for heavy-particles and free-electrons. The non-equilibrium radiation model for the laser discharge is based on a kinetic approach for the photons (radiative transfer equation formulation). Inverse Bremsstrahlung, multi-photon ionization, breakdown chemical kinetics and shock wave dynamics are accounted for self-consistently. Preliminary simulations were performed for ethylene-oxygen mixture.

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  16. Experimental measurement of torque and force on a rotating detonation engine with six-axis force sensor

    Satoru Sawada, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki  

    AIAA Scitech 2021 Forum   頁: 1 - 15   2021年

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    Rotating detonation Engine (RDE) is highly expected for the future propulsion systems due to its more compact structure than conventional internal combustion engines. It is because detonation waves circling in the order of km/s compress propellant instead of the mechanical complex compressor. Of interest on RDE, the torque around the z axis is important for practical use of the system. Due to the detonation waves, fluid inside the RDE produces friction on the chamber wall, which causes force and torque aside from thrust on RDE. In this study, we measured the torque by introducing the 6-axis force sensor which output the torque and axial force simultaneously. And we observed several modes, some of which were dominated positive or negative propagation duration, and others of which were contained both of propagation. From the results, we clarified the torque closely connected to the propagation of detonation waves in terms of the direction and strength. Moreover, we evaluated the effect on thrust performance of RDE. And we concluded that the contribution to RDE performance loss was effectively zero.

    DOI: 10.2514/6.2021-0295

    Scopus

  17. ラティス構造インジェクターを有する単円筒回転デトネーションエンジンに関する研究

    太田光星, 鈴木遼太郎, 中田耕太郎, 服部花凜, 伊藤志朗, 石原一輝, 後藤啓介, 伊東山登, 渡部広吾輝, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸, 川島秀人, 松山新吾, 丹野英幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2020 巻   2021年

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  18. レーザー点火における反射衝撃波を利用したデトネーション波生成手法に関する実験研究

    佐藤朋之, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)53rd-39th 巻   2021年

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  19. 単一噴射器シミュレーションによる回転デトネーションエンジンの噴射圧力損失予測手法の提案

    鈴木寛人, 松尾亜紀子, 大門優, 川島秀人, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎  

    宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP-(Web) ( 20-008 ) 頁: 1 - 10   2021年

  20. 初期直径分布を有する希薄な水液滴群を含む気相デトネーションの平均構造と液滴挙動に関する数値解析 査読有り

    渡部広吾輝, 松尾亜紀子, CHINNAYYA Ashwin, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)887 巻   2020年3月

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  21. 大電力自己誘起磁場型MPDスラスタの推進性能及び内部物理現象に関する実験的研究

    田内 思担, 大塩 裕哉, 川﨑 央, 船木 一幸, TAUCHI Shitan, OSHIO Yuya, KAWASAKI Akira, FUNAKI Ikkoh  

    令和元年度宇宙科学に関する室内実験シンポジウム 講演集 = Proceedings of 2020 Symposium on Laboratory Experiment for Space Science   2020年3月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    令和元年度宇宙科学に関する室内実験シンポジウムは、新型コロナウイルスの感染拡大防止のため開催中止。すべて書面発表になりました。資料番号: SA6000149024レポート番号: 24

    CiNii Article

  22. Characterization of a Quasi-Steady Self-Field MPD Thruster with Various Electrode Configurations

    Shitan Tauchi, Yuya Oshio, Akira Kawasaki, Ikkoh Funaki  

    AIAA Scitech 2020 Forum   2020年1月

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    出版者・発行元:American Institute of Aeronautics and Astronautics  

    DOI: 10.2514/6.2020-0191

  23. 観測ロケットS-520-31号機搭載用パルスデトネーションエンジンのシステム実証研究

    BUYAKOFU Valentin, 野田朋之, 澤田悟, JOSEPH Victoria, 後藤啓介, 石原一輝, 渡部広吾輝, 伊東山登, 川崎央, 松岡健, 松山行一, 笠原次郎, 中田大将, 内海政春, 松尾亜紀子, 船木一幸, 竹内伸介, 和田明哲, 岩崎祥大, 羽生宏人  

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)64th 巻   2020年

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  24. 回転デトネーションエンジンのインジェクタ径が推力性能に与える影響に関する実験研究

    後藤啓介, 横尾颯也, BUYAKOFU Valentin, 澤田悟, 野田朋之, JOSEPH Victoria, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸, 有松昂輝, 稲積慧, 中田大将, 内海政春, 川島秀人  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2019 巻   2020年

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  25. 回転デトネーションエンジン開発のためのインジェクタ圧力損失予測手法の提案

    鈴木寛人, 松尾亜紀子, 大門優, 川島秀人, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2019 巻   2020年

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  26. 大インレット断面積を有する回転デトネーションエンジンの作動特性

    野田朋之, 松岡健, 川崎央, 渡部広吾輝, 伊東山登, 笠原次郎  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)58th 巻   2020年

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  27. 気相デトネーションの反射点距離に与える希釈種の影響に関する実験的検討

    川崎央, SUN Han, 伊東山登, 渡部広吾輝, 松岡健, 笠原次郎  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)58th 巻   2020年

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  28. 矩形反射往復型デトネーションエンジンの推進性能評価

    田口知哉, 松岡健, 川崎央, 渡部広吾輝, 伊東山登, 笠原次郎  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)58th 巻   2020年

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  29. 反射往復型デトネーションエンジンの推進性能評価

    田口知哉, 山口聖人, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎, 渡部広吾輝, 松尾亜紀子  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2019 巻   2020年

  30. パルスデトネーションエンジンにおける混合気再充填過程に関する実験的研究

    野田朋之, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2019 巻   2020年

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  31. Pressure and visualization measurements on pulsed combustion thrustor

    Motomu Asahara, Jiro Kasahara, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki., Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki  

    AIAA Scitech 2020 Forum1 PartF 巻   2020年

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    Pulsed combustor, it has features such as taking out work without a compressor and mixing promotion by a complicated flow field. The purpose of my research is to evaluate the thrust of a pulse combustor that substitutes this check valve with an ejector mechanism without moving parts, and to clarify the pressure-gain of pulsed combustion and grasp the combustion state with pressure and visualization measurement. Although the total pressure of exhaust gas was lower than the oxygen plenum pressure in all shots, these were almost equal in case in which the pulse combustion was stably continued. It was also found that the expansion wave and the compression wave reciprocate in the combustion section, and that the behavior of the pressure wave and the flame were synchronized. A pulse combustion cycle due to this pressure wave reciprocation was estimated, and the sound velocity obtained from this was in agreement at the order level with theoretical value.

    DOI: 10.2514/6.2020-0923

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  32. Cylindrical rotating detonation engine cooling by means of propellant injection

    Keisuke Goto, Kosei Ota, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki  

    AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum   頁: 1 - 9   2020年

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    © 2020, American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc, AIAA. All rights reserved. An engine cooling concept for cylindrical rotating detonation engine which had an injector surface on the combustor side wall has been tested and demonstrated. Thrust measurement of the cylindrical RDE (24-mm-diameter) was conducted with monitoring K-type thermocouples inserted in combustor wall. Single rotating detonation wave was observed in the testing conditions ranging from 31 to 59 g/s in this study. Combustion tests for 4.0 ~ 4.9 s were successfully done, and all injector side wall temperature increases were suppressed compared to that of combustor base plate, which had no cooling structure. This could be due to the cooling effect by the heat exchange of propellant injection. In the 4.9 s combustion test with 31 g/s, all thermocouples inserted in the combustor side wall which had the propellant injector surface showed a temperature decreasing 2.5 s after ignition even though the combustion was continuing, and implied the combustion mode shift.

    DOI: 10.2514/6.2020-3855

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  33. Combustion pressure distributions and thrust performances in small cylindrical rotating detonation engines

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

    AIAA Scitech 2020 Forum1 PartF 巻   2020年

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    The internal flow and wave structure of a nozzle-less, cylindrical rotating detonation engine (RDE) was investigated in this research. For a C2H4–O2 mixture, pressure distributions and chemiluminescence inside the chamber were obtained by combustion experiments. Pressure distributions suggest that combustion region is finished near 20 mm from bottom of the cylindrical RDE, and Mach number distributions obtained by Rayleigh flow theory also reveal flow reaches the sonic speed at the exit of the cylindrical RDE. Chemiluminescence images taken from the side of the cylindrical RDE show that strong luminance area ends at approximately 15-20 mm, which also means that combustion in the RDE finishes around that point. Moreover, a forward-tilting detonation wave which stably rotated at 1414 m/s was observed in the images, and it extended to the downstream of burned gas. From these results of strong luminescence at bottom and shock wave extending to the exit, the flow and wave structure inside cylindrical RDEs are proposed.

    DOI: 10.2514/6.2020-0202

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  34. 観測ロケットS520-31号機による宇宙飛行実証用デトネーションエンジンの開発とその展開

    笠原 次郎, 松岡 健, 川崎 央, 後藤 啓介, 横尾 颯也, ブヤコフ バレンティン, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 中田 大将, 内海 政春, 羽生 宏人, 竹内 伸介, 山田 和彦, 北川 幸樹, 戸部 裕史, 岩崎 祥大, 和田 明哲, Kasahara Jiro, Matsuoka Ken, Kawasaki Akira, Goto Keisuke, Yokoo Ryuya, Buyakofu Valentin, Matsuo Akiko, Funaki Ikkoh, Nakata Daisuke, Uchiumi Masaharu, Habu Hiroto, Takeuchi Shinsuke, Yamada Kazuhiko, Kitagawa Koki, Tobe Hirobumi, Iwasaki Akihiro, Wada Asato  

    観測ロケットシンポジウム2019 講演集 = Proceedings of Sounding Rocket Symposium 2019   2019年8月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    第2回観測ロケットシンポジウム(2019年8月5日-6日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県著者人数: 17名設計製造協力: NETS, 山本機械設計資料番号: SA6000142024レポート番号: Ⅷ-1

    CiNii Article

  35. 観測ロケットSS520を用いたデトネーションキックモーター軌道投入実証実験

    笠原 次郎, 松岡 健, 川崎 央, 松山 行一, 後藤 啓介, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 丸 祐介, 羽生 宏人, 竹内 伸介, 山田 和彦, 北川 幸樹, 戸部 裕史, 山田 和彦, 荒川 聡, 岩崎 祥大, 和田 明哲, 中田 大将, 内海 政春, 遠藤 琢磨, 石井 一洋, 徳留 真一郎, 野中 聡, 小島 孝之, 川島 秀人, 庄司 烈, Kasahara Jiro, Matsuoka Ken, Kawasaki Akira, Matsuyama Koichi, Goto Keisuke, Matsuo Akiko, Funaki Ikkoh, Maru Yusuke, Habu Hiroto, Takeuchi Shinsuke, Yamada Kazuhiko, Kitagawa Koki, Tobe Hirobumi, Yamada Kazuhiko, Arakawa Satoshi, Iwasaki Akihiro, Wada Asato, Nakata Daisuke, Uchiumi Masaharu, Endo Takuma, Ishii Kazuhiro, Tokudome Shinichiro, Nonaka Satoshi, Kojima Takayuki, Kawashima Hideto, Shouji Takeshi  

    観測ロケットシンポジウム2019 講演集 = Proceedings of Sounding Rocket Symposium 2019   2019年8月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    第2回観測ロケットシンポジウム(2019年8月5日-6日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県著者人数: 26名資料番号: SA6000142023レポート番号: Ⅶ-2

    CiNii Article

  36. Research and development of rotating detonation engine system for the sounding rocket flight experiment S520-31

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

    AIP Conference Proceedings2121 巻   2019年7月

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    A detonation is a combustion wave that propagates at supersonic speed (2∼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.

    DOI: 10.1063/1.5115842

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  37. 観測ロケットS520-31号機搭載用メタン-酸素パルスデトネーションエンジンの研究開発

    BUYAKOFU Valentin, 横尾颯也, 後藤啓介, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 中田大将, 内海政春, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)57th 巻   2019年

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  38. 反射往復型爆轟ロケットエンジンの燃焼形態および推進性能に関する研究

    松岡健, 山口聖人, 田中聖也, 川崎央, 笠原次郎, 渡部広吾輝, 松尾亜紀子  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)51st-37th 巻   2019年

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  39. 回転デトネーションエンジンにおいて発生する推力軸周りトルクに関する実験的研究

    澤田悟, 笠原次郎, 松岡健, 川崎央, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)57th 巻   2019年

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  40. 回転デトネーションエンジンにおける内壁の熱制御実験

    KIM Ju-Hoe, 横尾颯也, 後藤啓介, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2018 巻   2019年

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  41. 回転デトネーションエンジンのインジェクタにおける圧力損失に関する数値解析

    鈴木寛人, 松尾亜紀子, 大門優, 川島秀人, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2018 巻   2019年

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  42. 回転デトネーションエンジンの燃焼室モデル化手法の検討

    鈴木寛人, 松尾亜紀子, 大門優, 川島秀人, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)57th 巻   2019年

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  43. 回転デトネーションロケットエンジンの内筒が推力性能に与える影響に対する実験的検討

    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  

    宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP-(Web) ( 18-005 )   2019年

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  44. 平行2平面矩形デトネーション燃焼器内における燃焼形態とその推進性能

    山口聖人, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎, 渡部広吾輝, 松尾亜紀子  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)57th 巻   2019年

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  45. 水液滴を含む混合気中を伝播する気相デトネーションの特性長に関する数値解析

    渡部広吾輝, 松尾亜紀子, CHINNAYYA Ashwin, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2018 巻   2019年

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  46. 膜冷却壁を有する小型単円筒回転デトネーションエンジンの実験研究

    川崎央, 横尾颯也, KIM Ju-Hoe, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)51st-37th 巻   2019年

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  47. 薄膜の測温抵抗体を用いた円盤型デトネーション燃焼器の熱伝達量計測

    堀田貢太郎, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜希子, 船木一幸  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)57th 巻   2019年

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  48. 単純円筒小型回転デトネーションエンジンにおける燃焼室軸方向圧力分布構造に関する実験的研究

    横尾颯也, 後藤啓介, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)57th 巻   2019年

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  49. ナノ秒パルスレーザーを点火源としたデトネーション遷移過程短縮に関する実験研究

    佐藤朋之, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)51st-37th 巻   2019年

  50. デトネーション燃焼技術応用による宇宙推進システムの高度化研究

    川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    電気学会研究会資料2019 巻 ( FTE-19-020-025.027-032 ) 頁: 51 - 56   2019年

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:電気学会  

    CiNii Article

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    J-GLOBAL

  51. デトネーション波の回折時に出現する特性長さに関する実験的研究

    SUN Han, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)57th 巻   2019年

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  52. セルサイズオーダーの希釈率擾乱がH<sub>2</sub>-O<sub>2</sub>-Arデトネーションの内部構造に与える影響の数値解析

    大平直矢, 松尾亜紀子, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2018 巻   2019年

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  53. エジェクタ構造を有するデトネーション燃焼器に関する基礎研究

    朝原元夢, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2018 巻   2019年

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  54. Propulsion performance of inner-cylinder-less rotating detonation engine

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

    AIAA Scitech 2019 Forum   2019年

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    We evaluated the propulsion performance of a nozzle-less, inner-cylinder-less rotating detonation engine (RDE). For a C2H4–O2 mixture, the RDE was tested in a low-back-pressure environment at several propellant mass flow rates ranging from 8 to 45 g/s. In high-speed imaging of the self-luminescence within the combustor, rotating luminous regions were observed at a mass flow rates greater than 22 g/s. The specific impulse efficiency was greater than 80% for all the mass flow rate, and approximately 90% in some cases, which is comparable with ones in conventional RDEs having inner cylinders. By the control surface analysis, it was clarified that propellants injection from the injector holes and pressure on the bottom of the combustion chamber account for the thrust. It was also suggested that the design of the outer cylinder of the combustion chamber and the injector arrangement may affect the thrust performance. Axial Mach number distributions within the engine were calculated under an assumption of isentropic expansion. As a result, the burned gas reached a sonic or supersonic velocity at the outlet of the combustion chamber. Axial pressure distributions also suggested that the acceleration of the burned gas was completed at a far-upstream region within the combustion chamber.

    DOI: 10.2514/6.2019-1500

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  55. Numerical investigation on characteristic lengths for gaseous detonation with dilute water spray

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

    AIAA Propulsion and Energy Forum and Exposition, 2019   2019年

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    Two-dimensional (2D) numerical simulations based on Eulerian-Lagrangian method are conducted to clarify the droplet behavior within its lifetime within the detonation cell. The simulation results are analyzed via 2D instantaneous flow fields and Favre spatiotemporal average technique, by applying the recycling block method. Gaseous detonation with dilute water droplets (WDs) propagates stably with a 4% velocity decrease compared to dry CJ velocity in the simulation conditions. From the instantaneous flow field analysis, the droplet breakup occurs primarily in jets, downstream of the transverse wave, nearby the collision of transverse waves, and the interaction between the transverse wave and the jets. The Favre average one-dimensional profiles by grouping WDs based on the initial shock strength that WDs experience reveal the droplet life inside the cellular structure. The mean equilibrium diameter after the breakup is not affected by the initial shock strength.

    DOI: 10.2514/6.2019-4132

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  56. Experimental performance validation of a rotating detonation engine toward a flight demonstration

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

    AIAA Scitech 2019 Forum   2019年

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    Thrust measurements of rotating detonation engine of (1) ethylene / gas-oxygen and (2) methane / gas-oxygen with various throat geometries in a vacuum chamber to simulate different back-pressure conditions ranging from 1.1-104 kPa were conducted. For throatless rotating detonation engine, we defined equivalent throat area as the detonation channel area, and then tested four nozzle contraction ratios of 1, 1.5, 2.5, and 8. Engines could be successfully ignited by electric ignitors when initial pressure was high enough to have, at least, one detonation cell in RDE channel. We measured the combustor pressure and reveled that it was almost proportional to the throat mass flux regardless of contraction ratios and the propellant combinations. The specific impulse of methane / gas-oxygen case could achieve 84 ± 1% of ideal specific impulse at the optimum expansion for each back pressure.

    DOI: 10.2514/6.2019-1501

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  57. Analysis of thrust performance and cathode phenomena on a megawatt-class mpd thruster

    Shitan Tauchi, Yuya Oshio, Akira Kawasaki, Kenichi Kubota, Ikkoh Funaki  

    AIAA Scitech 2019 Forum   2019年

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    The relationship between the thrust performance and the cathode temperature in a megawatt-class, self-field magnetoplasmadynamic (MPD) thruster was investigated experimentally and numerically. For various propellants, i.e. argon, hydrogen, nitrogen, and helium, the thrust performance and cathode temperature were measured at discharge currents ranging from 5 to 12 kA. Measured thrust and thrust efficiency increased with the discharge current. For hydrogen propellant, the highest thrust and thrust efficiency of 28 N and 30%, respectively, were attained at a mass flow rate of 0.4 g/s and a discharge current of 12 kA. Cathode surface temperature also increased with the discharge current. For the hydrogen propellant, the tip of the cathode was particularly heated and the temperature exceeded 4000 K. On the other hand, for the argon and helium propellants, the cathode was heated relatively entirely. Numerical results showed that the current density at the cathode tip increased significantly at high discharge currents because of high hall parameter. This can be a main reason why the cathode surface was heated particularly near the tip for the hydrogen propellant.

    DOI: 10.2514/6.2019-1241

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  58. An experimental study of in-space rotating detonation engine with cylindrical configuration

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

    AIAA Propulsion and Energy Forum and Exposition, 2019   2019年

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    Utilizing detonation in a combustor potentially leads to a compact and propellant-efficient rocket engine. A rotating detonation engine (RDE) is a form of such detonation engine. For a practical realization of the RDE, maturation of its thermal design is essential. In this study, a miniature cylindrical rotating detonation engine was tested in a low-pressure environment (~ 6 kPa) with a film-cooled wall. For the combustor, measurement of lateral wall temperature and high-speed imaging were conducted during combustion. As a result, it has been clarified that there exist an appropriate range in the coolant flow rate to maintain detonation combustion. Additionally, it has been also clarified that film cooling is effective even under detonation combustion.

    DOI: 10.2514/6.2019-4298

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  59. メタン-酸素を用いた回転デトネーションエンジンの推進性能に関する実験研究

    後藤啓介, 横尾颯也, KIM Juhoe, 佐藤朋之, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸, 安田一貴, 八木橋央光, 有松昂輝, 中田大将, 内海政春, 川島秀人  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2018 巻   2019年

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  60. レーザー点火時に発生する球状衝撃波の挙動に関する実験研究

    佐藤朋之, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2018 巻   2019年

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  61. 中空型燃焼器を持つ回転デトネーションエンジンの特性に関する数値解析

    山口貴史, 松尾亜紀子, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)57th 巻   2019年

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  62. 観測ロケットS520-31号機によるデトネーションエンジン飛行実験のペイロード機器部開発状況

    笠原 次郎, 松岡 健, 川崎 央, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 中田 大将, 内海 政春, 東野 和幸, Kasahara Jiro, Matsuoka Ken, Kawasaki Akira, Matsuo Akiko, Funaki Ikkoh, Nakata Daisuke, Uchiumi Masaharu, Higashino Kazuyuki  

    観測ロケットシンポジウム2018 講演集 = Proceedings of Sounding Rocket Symposium 2018   2018年7月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    第1回観測ロケットシンポジウム(2018年7月17日-18日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県資料番号: SA6000127017レポート番号: V-3

    CiNii Article

  63. 回転デトネーションエンジンの研究開発と飛行実験

    笠原 次郎, 川崎 央, 松岡 健, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 中田 大将, 内海 政春, 東野 和幸  

    年会講演会講演集49 巻   頁: 3p   2018年4月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:日本航空宇宙学会  

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    J-GLOBAL

  64. 高速流中におけるレーザー点火でのデトネーション遷移過程短縮に関する研究

    佐藤朋之, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎  

    日本航空宇宙学会中部・関西支部合同秋期大会講演論文集(CD-ROM)55th 巻   2018年

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  65. 回転デトネーションエンジンのサイドホールを用いた推力方向制御に関する実験的研究

    速水雄規, 西村純平, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  66. 回転デトネーションタービンエンジン自律作動システムに関する研究

    渡邊俊, RHEE Hyun-Seung, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  67. 回転デトネーションロケットエンジンの内筒が推力性能に与える影響に対する実験的検討

    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  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)50th-36th 巻 ( 18 ) 頁: 91 - 95   2018年

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構(JAXA)  

    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 (2018年7月4日-6日. 宮崎市民プラザ), 宮崎市, 宮崎形態: カラー図版あり資料番号: AA1830029005レポート番号: JAXA-SP-18-005

    CiNii Article

    J-GLOBAL

  68. 回転デトネーションロケットエンジンの推力性能に与える内筒半径の影響に関する実験的検討

    川崎央, 稲川智也, 笠原次郎, 後藤啓介, 松岡健, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  69. 宇宙機ロール制御用S型パルスデトネーションスラスタの低背圧推進性能評価

    鵜飼貴斗, 瀧春菜, 後藤啓介, 西村純平, 東純一, 速水雄規, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎, 安田一貴, 森謙太, 八木橋央光, 中田大将, 内海政春, 東野和幸, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  70. 扇形平行2平面燃焼器内を往復伝播するデトネーション波に関する実験的研究

    山口聖人, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎, 渡部広吾輝, 松尾亜紀子  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  71. 水液滴が噴霧された混合気中を伝播するデトネーションの伝播挙動に関する数値解析

    渡部広吾輝, 松尾亜紀子, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  72. 水液滴が噴霧された混合気中を伝播する気相デトネーションに液滴の蒸発挙動が与える影響に関する数値解析

    渡部広吾輝, 松尾亜紀子, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)50th-36th 巻   2018年

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  73. 液体燃料を用いたパルスデトネーションサイクルの超高周波数作動

    瀧春菜, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎, 渡部広吾輝, 松尾亜紀子, 遠藤琢磨  

    燃焼シンポジウム講演論文集56th 巻   2018年

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  74. 液体燃料を用いたパルスデトネーションサイクルの高周波数作動に関する実験的研究

    瀧春菜, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎, 渡部広吾輝, 松尾亜紀子, 遠藤琢磨  

    日本航空宇宙学会中部・関西支部合同秋期大会講演論文集(CD-ROM)55th 巻   2018年

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  75. 湾曲した壁面と不活性気体に閉じられた予混合気中を伝播するデトネーションに関する数値解析

    重岡俊輔, 松尾亜紀子, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  76. 観測ロケットによるデトネーションエンジン推進飛行実証実験

    笠原次郎, 松岡健, 川崎央, 松尾亜紀子, 船木一幸, 中田大将, 内海政春, 東野和幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  77. 高周波数パルスデトネーションサイクルの可視化研究

    久保田祥矢, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎, 渡部広吾輝, 松尾亜紀子, 遠藤琢磨  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  78. 反射往復伝播するデトネーション波に関する可視化実験

    松岡健, 山口聖人, 川崎央, 笠原次郎, 渡部広吾輝, 松尾亜紀子  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)50th-36th 巻   2018年

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  79. デトネーション回折の可視化を通した構造特性長に関する実験的検討

    川崎央, 笠原次郎  

    燃焼シンポジウム講演論文集56th 巻   2018年

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  80. チャネル内のデトネーション波と燃料液滴との干渉実験

    山田泰平, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  81. チャネル内のデトネーション波と燃料液滴との干渉に関する実験研究

    山田泰平, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸, 長尾隆央  

    日本航空宇宙学会中部・関西支部合同秋期大会講演論文集(CD-ROM)55th 巻   2018年

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  82. シュリーレン光と自発光同時撮影による円盤型燃焼器内のインジェクション及びデトネーション構造の可視化研究

    LIU Tailong, 堀田貢太郎, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)50th-36th 巻   2018年

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  83. シュリーレン光と自発光の同時撮像による平板型回転デトネーション燃焼器内流動の可視化

    堀田貢太郎, LIU Tailong, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  84. イオンプローブを用いた新たなデトネーション燃焼検出技術の基礎研究

    田中聖也, 瀧春菜, 山口聖人, 松岡健, 笠原次郎, 川崎央, 八房智顯  

    燃焼シンポジウム講演論文集56th 巻   2018年

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  85. Preliminary experiments on rotating detonation rocket engine for flight demonstration using sounding rocket

    Keisuke Goto, Junpei Nishimura, Junichi Higashi, Haruna Taki, Takato Ukai, Yuki Hayamizu, Koyo Kikuchi, Taihei Yamada, Shun Watanabe, Koutaro Hotta, Tomoya Inakawa, Akiya Kubota, Masato Yamaguchi, Toshiki Daicho, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Kazuki Yasuda, Kenta Mori, Hiromitsu Yagihashi, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Kazuyuki Higashino  

    AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2018 ( 210059 )   2018年

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    Rotating detonation engine (RDE) is a promising candidate for future upper stage motor because of its high theoretical efficiency and short combustor length. Technological demonstration in space will be necessary to evaluate the performance and flight dynamics of RDE as a space propulsion system. Toward a flight test, we built an open-structure, rocket RDE-powered vehicle to measure thrust to validate a feasibility of an onboard propulsion system. We carried out 4.4 s combustion test, and achieved over 73% of ideal specific impulse above 1.1 MPa of static pressure in the RDE combustor.

    DOI: 10.2514/6.2018-0157

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  86. 低損失インレットを備える円盤型回転デトネーション燃焼器に関する実験的研究

    東純一, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 佐藤芳孝, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2017 巻   2018年

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  87. 低損失インレット・円盤形状燃焼器内のデトネーション波伝播に関する実験的研究

    東純一, 佐藤芳孝, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    日本航空宇宙学会中部・関西支部合同秋期大会講演論文集(CD-ROM)55th 巻   2018年

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  88. 単純円筒構造の小型回転デトネーションエンジンの燃焼特性に関する実験的研究

    横尾颯也, 後藤啓介, KIM Juhoe, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    燃焼シンポジウム講演論文集56th 巻   2018年

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  89. 回転デトネーションエンジンの長秒作動実験と低背圧実験

    笠原 次郎, 石原 一輝, 西村 純平, 中神 壮馬, 川崎 央, 松岡 健, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 向江 洋人, 安田 一貴, 中田 大将, 東野 和幸  

    年会講演会講演集48 巻   頁: 4p   2017年4月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:日本航空宇宙学会  

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  90. 水素MPDスラスタにおける推進性能の陽極形状依存性に関する数値的検討

    田内 思担, 中根 昌克, 川﨑 央, 窪田 健一, 船木 一幸, Tauchi Shitan, Nakane Masakatsu, Kawasaki Akira, Kubota Kenichi, Funaki Ikkoh  

    平成28年度宇宙輸送シンポジウム: 講演集録 = Proceedings of Space Transportation Symposium FY2016   2017年1月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    平成28年度宇宙輸送シンポジウム(2017年1月19日-20日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県資料番号: SA6000086066レポート番号: STEP-2016-028

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  91. 遠心コンプレッサ-軸流タービン付き回転デトネーションエンジンに関する実験的研究

    RHEE Hyun-Seung, 石山勢, 東純一, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2016 巻   2017年

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  92. 圧縮機-燃焼器-タービンを単円盤に配置した回転デトネーションエンジンの自律作動に関する実証研究

    石山勢, 東純一, RHEE Hyun-Seung, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2016 巻   2017年

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  93. 水素MPDスラスタの性能向上に向けた電極形状の数値的研究

    田内思担, 川崎央, 中根昌克, 窪田健一, 船木一幸  

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)61st 巻   2017年

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  94. 液体燃料の相転移を伴うパルスデトネーションサイクルのキロヘルツ作動

    瀧春菜, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎, 渡部広吾輝, 松尾亜紀子, 遠藤琢磨  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2016 巻   2017年

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  95. 液体燃料・酸化剤噴霧を伴うパルスデトネーションサイクルに関する実験的研究

    廣田成俊, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2016 巻   2017年

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  96. 印加磁界形MPDスラスタの電磁流体シミュレーション

    矢野慶人, 川崎央, 奥野喜裕  

    電気学会新エネルギー・環境研究会資料FTE-17 巻 ( 16-29 ) 頁: 67 - 72   2017年

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:電気学会  

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  97. パルスデトネーション燃焼器の高周波数作動に関する実験的研究

    瀧春菜, 松岡健, 川崎央, 笠原次郎, 渡部広吾輝, 松尾亜紀子, 遠藤琢磨  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)49th-35th 巻   2017年

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  98. ディスク型回転デトネーションタービンエンジンのサイクル特性に関する実験的研究

    東純一, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸, 森合秀樹  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)49th-35th 巻   2017年

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  99. 内周インジェクタ円盤型回転デトネーション燃焼器に関する実験的研究

    東純一, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 佐藤芳孝, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    燃焼シンポジウム講演論文集55th 巻   2017年

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  100. MPDスラスタのスケール効果に関する数値的検討 (新エネルギー・環境研究会・新エネルギー・環境関連技術)

    佃 麻里子, 川﨑 央, 奥野 喜裕  

    電気学会研究会資料. FTE = The papers of Technical Meeting on "Frontier Technology and Engineering", IEE Japan2016 巻 ( 39 ) 頁: 53 - 58   2016年11月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:電気学会  

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  101. 自己誘起磁場型MPDスラスタの電磁流体・熱連成シミュレーション

    川﨑 央, 窪田 健一, 船木 一幸, 奥野 喜裕  

    宇宙科学技術連合講演会講演集60 巻   頁: 6p   2016年9月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:日本航空宇宙学会  

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  102. 水素MPDスラスタの推進性能の陽極形状依存性に関する数値解析

    田内 思担, 中根 昌克, 川﨑 央, 窪田 健一, 船木 一幸  

    宇宙科学技術連合講演会講演集60 巻   頁: 6p   2016年9月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:日本航空宇宙学会  

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  103. 自己誘起磁場型MPDスラスタのスケール則に関する数値的検討

    佃 麻里子, 川﨑 央, 窪田 健一, 船木 一幸, 奥野 喜裕  

    宇宙科学技術連合講演会講演集60 巻   頁: 6p   2016年9月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:日本航空宇宙学会  

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  104. 電磁流体・陰極シース連成解析によるMPDスラスタの性能スケーリングに関する検討

    佃麻里子, 川崎央, 奥野喜裕  

    電気学会全国大会講演論文集(CD-ROM)2016 巻   2016年

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  105. 電極現象を考慮した電磁流体シミュレーションによるMPDスラスタの性能予測

    川崎 央, 窪田 健一, 船木 一幸, 奥野 喜裕, Kawasaki Akira, Kubota Kenichi, Funaki Ikkoh, Okuno Yoshihiro  

    宇宙航空研究開発機構特別資料: 第46回流体力学講演会/第32回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings of the 46th Fluid Dynamics Conference / 32nd Aerospace Numerical Simulation Symposium46th-32nd 巻 ( 14 ) 頁: 179 - 184   2015年3月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構(JAXA)  

    第46回流体力学講演会/第32回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム (2014年7月3日-4日. 弘前文化センター), 弘前市, 青森県形態: カラー図版あり資料番号: AA1530023032レポート番号: JAXA-SP-14-010

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  106. MPDスラスタの放電電流経路に関する数値的検討

    川崎央, 藤本悠太, 窪田健一, 船木一幸, 奥野喜裕  

    電気学会新エネルギー・環境研究会資料FTE-15 巻 ( 36-51 )   2015年

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  107. MPDスラスタ内の放電電流経路に関する数値シミュレーション

    藤本悠太, 川崎央, 奥野喜裕  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)47th-33rd 巻   2015年

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  108. MPDスラスタの電磁流体・熱連成シミュレーション

    川崎央, 窪田健一, 船木一幸, 奥野喜裕  

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)59th 巻   頁: 6p   2015年

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:日本航空宇宙学会  

    DOI: 10.2514/6.2015-3727

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  109. 電極現象を考慮したMPDスラスタの電磁流体シミュレーション

    川﨑 央, 窪田 健一, 船木 一幸  

    宇宙科学技術連合講演会講演集58 巻   頁: 6p   2014年11月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:日本航空宇宙学会  

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  110. 電極現象を考慮した電磁流体シミュレーションによるMPDスラスタの性能予測

    川崎央, 窪田健一, 船木一幸, 奥野喜裕  

    流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD-ROM)46th-32nd 巻   2014年

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  111. Analysis of self-field MPD thrusters for designing a megawatt-class in-space propulsion system

    Ikkoh Funaki, Ken'ichi Kubota, Akira Kawasaki, Yoshihiro Okuno, Kenji Miyazaki, Shun Takenaka, Hideyuki Horisawa  

    50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference 2014   2014年

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    Preliminary analysis of a mega-watt-class self-field MPD thruster head is conducted to conceptually design an MPD thruster system. It was found that thruster design was severely limited by the temperatures of electrode materials, and hence, thrust efficiency of the thruster head is restricted by heat ejection capability. To improve heat rejection capability, heat pipes are employed to thermally connect the electrodes and radiation panels. Through parametric survey of various thruster configurations, thrust efficiency as much as 38% was obtained for an Isp of 3,900s for hydrogen propellant.

    DOI: 10.2514/6.2014-3418

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  112. Numerical simulation of plasma flow in a self-field MPD thruster coupled with electrode sheath

    Akira Kawasaki, Kenichi Kubota, Ikkoh Funaki, Yoshihiro Okuno  

    50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference 2014   2014年

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    Plasma flows in a 100-kWe-class, steady-state, self-field magnetoplasmadynamic (MPD) thruster were simulated by a plasma flow solver coupled with an electrode sheath model, which enables us to evaluate electrode fall voltages quantitatively. In this paper, influences of the coupling with the electrode sheath model on discharge pattern are discussed as well as dependences of thruster performances on the propellant mass flow rate and the discharge current. By the coupling, it is shown that a thrust is not significantly affected while a discharge voltage is increased attributed to a cathode fall voltage comparable with a potential fall just in the bulk plasma. The thrust and discharge voltage evaluated with the electrode sheath roughly agree with existing experimental results. For an argon mass flow rate of 2.0 g/s and a discharge current of 8 kA, the average cathode fall voltage was estimated to be 7.1 V, which is comparable with the average bulk fall voltage (7.1 V). Thus, it can be said that energy consumption within the cathode sheath is a significant loss factor of the MPD thruster.

    DOI: 10.2514/6.2014-3696

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  113. 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

    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 巻 ( 35 ) 頁: 41 - 46   2013年9月

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    記述言語:日本語  

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  114. MPDスラスタの熱設計とその検証実験のための予備的検討

    川﨑 央, 宮崎 兼治, 佐藤 博紀, 窪田 健一, 堀澤 秀之, 船木 一幸, 奥野 喜裕, Kawasaki Akira, Miyazaki Kenji, Sato Hiroki, Kubota Kenichi, Horisawa Hideyuki, Funaki Ikko, Okuno Yoshihiro  

    平成24年度宇宙輸送シンポジウム: 講演集録 = Proceedings of Space Transportation Symposium: FY2012   頁: 1 - 5   2013年1月

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    記述言語:日本語   出版者・発行元:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    平成24年度宇宙輸送シンポジウム (2013年1月17日-1月18日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県自己誘起磁場型MPDスラスタの実機開発において最も重要な課題の1つとなる熱設計について、アルゴン推進剤を対象に推進剤流れの電磁流体解析とスラスタヘッドの熱解析を連携して行うことで数値的に検討を行った。推進剤流れの電磁流体解析とスラスタヘッドの熱解析を連携させる本研究の解析手法は、スラスタの形状パラメータ変化による電極への着弧様態の変化に追従した放電室の温度分布の詳細な解像を可能とする。スラスタヘッドでは特に陽極出口端および陰極先端で高温化がみられた。陰極半径を減少させると、推進性能は向上する一方で、Hall効果の顕著化に起因する陽極出口端の更なる高温化および熱通過率の低下に起因する陰極先端の更なる高温化に至り、陰極径の減少は熱的には厳しくなる状況を招くことがわかった。形態: カラー図版あり形態: PDF資料番号: AA0061856085レポート番号: STEP-2012-002

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  115. MPDスラスタの数値的性能評価と熱解析

    川崎央, 窪田健一, 船木一幸, 奥野喜裕  

    航空原動機・宇宙推進講演会講演論文集(CD-ROM)53rd 巻   2013年

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  116. MPDスラスタのプラズマ電磁流体流れと熱設計

    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 巻 ( 17 ) 頁: 43 - 48   2012年9月

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    記述言語:日本語  

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  117. 宇宙用MPDスラスタのプラズマ電磁流体解析と熱設計

    川崎央, 窪田健一, 船木一幸, 奥野喜裕  

    数値流体力学シンポジウム講演論文集(CD-ROM)26th 巻   2012年

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  118. 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

    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 巻 ( 9 ) 頁: 19 - 24   2011年8月

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    記述言語:英語  

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  119. Experimental studies of seed-free pure-inert-gas working MHD power generation

    Y. Okuno, K. Watanabe, A. Kawasaki, T. Murakami  

    42nd AIAA Plasmadynamics and Lasers Conference   2011年

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    We describe the first MHD power generation experiment with seed-free high temperature inert gas (argon) plasma in a linear shaped Faraday type generator. The working gas with a total pressure and total temperature of 0.15 MPa and 9000 K, and a thermal input to the generator of 0.18 MW was produced using a single-pulsed shock tunnel. A magnetic flux density of 4.0 T was applied by a superconducting magnet. The almost nofluctuating electric output power has been obtained and the maximum power output is 19.7 kW, which corresponds to an enthalpy extraction ratio of 11.0% and a power density of about 240 MW/m3 (at the 4th electrode region). These values are comparable to those in the conventional seeded plasma MHD generator. The higher performance can be expected under optimizations of generator shape and working conditions. © 2011 by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. All rights reserved.

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  120. Faraday 形発電機を用いた高温希ガスプラズマMHD発電実験

    川崎央  

    平成23年電気学会全国大会講演論文集7 巻 ( 7 ) 頁: 42 - 42   2011年

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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. 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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    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

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  3. 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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    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

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  4. 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

    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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    記述言語:英語   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 DES

    2016年12月
    -
    2021年7月

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2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. 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4月 - 2024年3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, 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.

  2. 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4月 - 2022年3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。

  3. 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

  4. 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8月 - 2019年3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.

  5. 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4月 - 2017年3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

  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3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3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6月 - 2019年3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. 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4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 

  10. 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4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 

  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4月 - 2020年3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2月 - 2017年2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8月 - 2019年3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4月 - 2017年3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. 機械・航空宇宙工学実験第2

    2017

  5. 航空宇宙創造設計

    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. 設計製図第4

    2017年 - 現在 名古屋大学)

  4. 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)

  5. 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)

  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

    役割: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

学術貢献活動 1

  1. ASME Turbo Expo

    役割:査読

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    種別:査読等