2022/03/31 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
外部リンク

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

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  2. 名古屋大学   航空宇宙工学専攻   助教

    2016年12月 - 2019年5月

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

    2016年10月 - 2016年11月

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  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

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  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

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  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

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  3. 東京工業大学   工学部   機械宇宙学科

    2007年4月 - 2011年3月

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所属学協会 1

  1. 日本機械学会

    2020年 - 現在

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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

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  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

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  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

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  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

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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

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  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

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  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

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  4. 電気学会優秀論文発表A賞

    2014年3月   電気学会  

    川崎 央

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  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

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  6. American Astronautical Society Award

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

    川崎 央

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  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 25

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

    Oshio Yuya, Tauchi Shitan, Kawasaki Akira, Funaki Ikkoh

    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)  

    DOI: 10.1063/5.0063942

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

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

    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)  

    DOI: 10.1016/j.combustflame.2020.10.048

    Web of Science

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  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

    Sun Han, Kawasaki Akira, Matsuoka Ken, Kasahara Jiro

    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)  

    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

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

    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)  

    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

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

    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)  

    DOI: 10.1016/j.proci.2020.07.064

    Web of Science

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

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

    SHOCK WAVES   31 巻 ( 7 ) 頁: 753 - 762   2021年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    DOI: 10.1007/s00193-021-00998-9

    Web of Science

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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

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

    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)  

    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:American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA)  

    DOI: 10.2514/1.J058322

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

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

    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)  

    DOI: 10.1017/jfm.2019.1018

    Web of Science

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  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:Informa UK Limited  

    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

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

    Kawasaki A., Kasahara J.

    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)  

    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. 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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  14. 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

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

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

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

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

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

    DOI: 10.1016/j.proci.2018.06.210

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

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

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

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

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

    DOI: 10.1016/j.proci.2018.07.092

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

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

    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)  

    DOI: 10.1016/j.proci.2018.07.070

    Web of Science

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

    田内 思担, 川﨑 央, 中根 昌克, 窪田 健一, 船木 一幸

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

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

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

    DOI: 10.2322/jjsass.67.159

    CiNii Research

    J-GLOBAL

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  19. 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)  

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  20. 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)  

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  21. 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

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

    川﨑 央, 窪田 健一, 船木 一幸, 奥野 喜裕

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

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

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

    DOI: 10.1541/ieejfms.136.135

    CiNii Books

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  23. 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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  24. 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

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  25. 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. 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

  2. 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

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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

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  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

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  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

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  6. 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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  7. 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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  8. 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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  9. 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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  10. 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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  11. 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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  12. 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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  13. 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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  14. 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

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  15. 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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  16. 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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  17. 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

  18. 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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  19. 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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  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

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  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

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  23. 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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  24. 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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  25. 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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  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. 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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  28. 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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  29. 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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  30. 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

  31. 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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  32. 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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  33. 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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  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

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  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

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  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. 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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  39. 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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  40. 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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  41. 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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  42. Propulsion Performance of Inner-Cylinder-Less Rotating Detonation Engine

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

    AIAA Scitech 2019 Forum   2019年

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

    DOI: 10.2514/6.2019-1500

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  43. 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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  44. 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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  45. 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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  46. 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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  47. 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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  48. 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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  49. 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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  50. 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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  51. 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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  52. 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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  53. 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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  54. 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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  55. 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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  56. 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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  57. 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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  58. 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

  59. 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  

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  60. 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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  61. 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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  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

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  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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  64. 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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  65. 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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  66. 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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  67. 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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  68. 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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  69. 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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  70. 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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  71. 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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  72. 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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  73. 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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  74. 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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  75. 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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  76. 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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  77. 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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  78. 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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  79. 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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  80. 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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  81. 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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  82. 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

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  83. 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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  84. 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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  85. 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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  86. 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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  87. 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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  88. 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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  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. 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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  92. 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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  93. 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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  94. 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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  95. 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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  96. 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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  97. 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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  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. 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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  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.

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

    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)  

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

    川崎 央, 窪田 健一, 船木 一幸, 奥野 喜裕

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

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    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

  4. MPDスラスタのプラズマ電磁流体流れと熱設計 国際会議

    川崎 央, 窪田 健一, 船木 一幸, 奥野 喜裕

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

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    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

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

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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. 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。

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

    2017年12月 - 2018年11月

    日東学術振興財団  研究助成 

    川﨑 央

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    資金種別:競争的資金

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

    研究課題/研究課題番号:17H06741  2017年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.

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

    2015年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

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

    研究課題/研究課題番号:19H05464  2019年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.
    (1)自律圧縮爆轟現象の昇圧の理解に関して:内筒なしの先進的な定常準1次元レイリー・境界層発達内部流れのモデルを提案した。また、これまでの圧縮性流体力学の常識を覆すスロートのない、ロケット燃焼機がデトネーションエンジンでは実現できることを発見した。また、これら極めて良好な実験進捗があるため、2023年度の観測ロケット実験にて研究中のデトネーションエンジンユニットを搭載し、宇宙飛行実験を完遂予定である。
    (2)圧力増加の限界値(10-1000)の解明に関して:回転型の高速バルブの研究に成功し、秒速1500 m/sでの開閉するバルブの原理実証に成功した。また、バルブを用いない、静的な回転デトネーションエンジンに関しては、その最大値は、本グループが報告していた150%近傍であることが、世界的にコンセンサスを得る段階になっており、本グループの先見性が証明された。また、プレナムから燃焼器にかけてのデトネーションの伝播による管路の閉塞に関する基礎物理を解明した。
    (3)多孔冷却面構造のデトネーションエンジンの熱的特性の解明に関して:多孔冷却面構造のデトネーションエンジンは、20 mmの直径、20mmの長さで900K程度の熱平衡に到達する長秒の実験結果を得ている。つまり、わずか20 mm程度のエンジンにて、熱制御しながら高いC*効率(95%以上)の音速ジェットを生成可能であることが示された。このエンジンは、三菱重工業との共同研究にて、軌道上実証・実用化を目指すことになり、世界を先導した。
    (4)デトネーションエンジンユニットに関して:デトネーションエンジンユニットに必要な、アビオニクス、ユニット構造及びインターフェイス、プロジェクト管理手法を獲得した。
    (1)自律圧縮爆轟現象の昇圧の理解に関して:内筒なしの先進的な定常準1次元レイリー・境界層発達内部流れのモデルを提案している。また、これまでの圧縮性流体力学の常識を覆すスロートのない、ロケット燃焼機がデトネーションエンジンでは実現できることを発見している。さらに、液体燃料を用いた燃料での回転デトネーション作動にも成功している。
    (2)圧力増加の限界値(10-1000)の解明に関して:回転型の高速バルブの研究を実施し、秒速1500 m/sでの開閉するバルブの原理実証に成功し圧力増大解明に道筋を見出している。また、バルブを用いない、静的な回転デトネーションエンジンに関しては、その最大値は、本グループが報告していた150%近傍であることが、世界的にコンセンサスを得る段階になっており、本グループの先見性が証明されている。また、プレナムから燃焼器にかけてのデトネーションの伝播による管路の閉塞に関する基礎物理を解明している。期待した成果をあげている。
    (3)多孔冷却面構造のデトネーションエンジンの熱的特性の解明に関して:すでに、多孔冷却面構造のデトネーションエンジンは、熱平衡に到達する長秒の実験結果を得ており、極めて大きな研究進捗があった。つまり、わずか20 mm程度のエンジンにて、熱制御しながら高いC*効率(95%以上)の音速ジェットを生成可能であることが示された。このエンジンは、三菱重工業との共同研究にて、軌道上実証・実用化を目指すことになり、まさに世界を先導している。
    (4)デトネーションエンジンユニットに関して:この2年で、デトネーションエンジンユニットに必要な、アビオニクス、ユニット構造及びインターフェイス、環境試験手法等を獲得している。
    以上のように、項目(1)、(3)、(4)で当初の計画を超える研究の進展があった。
    (1)自律圧縮爆轟現象の昇圧メカニズムの理解:研究が軌道にのった実験装置にて、なるべく広範囲のパラメータで実験を展開する。ダイバージングRDE、液体燃料・酸化剤、先進推進剤での実験・数値解析を包括的に行い、実験研究を完了させる。
    (2) 圧力増加の限界値(10~1000)の解明:1500m/sの高速バルブ実験付きエンジン等の実験を本格化させる。高い昇圧性能を証明し、推力特性を評価し、優れた比推力を生み出し得ることを検証する。当初の計画どおりにすすまない場合は、観測ロケット実証試験の結果の解析に重点を移す。
    (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を解明:熟成した実験装置にて、なるべく広範囲のパラメータで実験を展開する。熱流動構造を定量化できるに十分なデータの取得を目指す。特に燃焼器内部での熱交換と断熱層の構造に着目した研究を展開しつつ、早期の軌道上実証を目指す。
    (4) デトネーションユニットと機体統合推力空力特性の解明:アレイ化したデトネーションユニットを飛行試験にて、揚力、抗力、回転力、推力を計測する。胴体及び翼形状に対し、ユニットアレイを統合させ、飛行実験を行う。機体の統合性能として、揚抗比(L/D)、推力、比推力(Isp)、燃料消費率(TSFC)を実験的に取得する。また、回転トルク計測結果から、姿勢の変更がどの程度の範囲で可能なのかを検証する。また、翼(機体)姿勢の安定性を十分な確保できるかを調査し、縦、横、方向の安定微係数を実験的に決定する。この計測結果から、既存機体とは異なるエンジン機体統合形状ユニットを提案する。

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  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

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  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。

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  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。

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  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。

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  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

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  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

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  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) 9

  1. 設計製図第4

    2020年 - 現在 名古屋大学)

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    科目区分:学部専門科目  国名:日本国

    設計製図第4(1.0 単位)
    講義番号 : 11042
    科目区分 : 専門科目
    授業形態 : 演習
    対象学科 : 機械・航空宇宙工学科
    開講時期1 : 4年春学期
    必修/選択 : 選択

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  2. 航空機国際開発プロジェクト演習

    2020年 - 2021年 名古屋大学)

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    科目区分:大学院専門科目  国名:日本国

    航空機国際開発プロジェクト演習(2.0 単位)
    講義番号 : 10579
    課程区分 : 前期課程
    科目区分 : 専門科目
    授業形態 : 演習
    対象専攻 : 航空宇宙工学専攻
    開講時期1 : 1年春学期
    開講時期2 : 2年春学期

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  3. 機械・航空宇宙工学実験第2

    2019年 - 現在 名古屋大学)

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    機械・航空宇宙工学実験第2(1.0 単位)
    講義番号 : 11045
    科目区分 : 専門科目
    授業形態 : 実験
    対象学科 : 機械・航空宇宙工学科
    開講時期1 : 3年秋学期
    必修/選択 : 必修

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  4. 機械・航空宇宙工学実験第1

    2019年 - 現在 名古屋大学)

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    科目区分:学部専門科目  国名:日本国

    機械・航空宇宙工学実験第1(1.0 単位)
    講義番号 : 11044
    科目区分 : 専門科目
    授業形態 : 実験
    対象学科 : 機械・航空宇宙工学科
    開講時期1 : 3年春学期
    必修/選択 : 必修

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  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)

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    科目区分:大学院専門科目 

    推進エネルギーシステム工学セミナー1A(2.0 単位)
    講義番号 : 4618
    課程区分 : 前期課程
    科目区分 : 専門科目
    授業形態 : セミナー
    対象専攻 : 航空宇宙工学専攻
    開講時期1 : 前期1年春学期、前期1年秋学期、前期2年春学期、前期2年秋学期
    開講時期2 : 後期1年春学期、後期1年秋学期、後期2年春学期、後期2年秋学期、後期3年春学期

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  6. 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)

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    科目区分:大学院専門科目  国名:日本国

    推進エネルギーシステム工学特別実験及び演習A(1.0 単位)
    講義番号 : 6779
    課程区分 : 前期課程
    科目区分 : 専門科目
    授業形態 : 実験及び演習
    対象専攻 : 航空宇宙工学専攻
    開講時期1 : 1年春学期、1年秋学期

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  7. 航空宇宙創造設計

    2017年 - 2019年 名古屋大学)

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    科目区分:学部専門科目  国名:日本国

    航空宇宙創造設計(1.0 単位)
    講義番号 : 10526
    科目区分 : 専門科目
    授業形態 : 講義
    対象履修コース : 航空宇宙工学
    開講時期1 : 4年前期
    必修/選択 : 必修

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  8. 熱力学及び演習

    2017年 - 2019年 名古屋大学)

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    科目区分:学部専門科目  国名:日本国

    熱力学及び演習(2.5 単位)
    講義番号 : 420
    科目区分 : 専門基礎科目
    授業形態 : 講義及び演習
    対象学科 : 機械・航空宇宙工学科
    開講時期1 : 2年春学期
    必修/選択 : 必修

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  9. 機械・航空工学科実験第2

    2016年 - 2018年 名古屋大学)

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    科目区分:学部専門科目  国名:日本国

    機械・航空工学科実験第2(1.0 単位)
    講義番号 : 629
    科目区分 : 専門科目
    授業形態 : 実験
    対象履修コース : 航空宇宙工学
    開講時期1 : 3年後期
    必修/選択 : 必修

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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

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    種別:施設一般公開

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学術貢献活動 1

  1. ASME Turbo Expo

    役割:査読

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    種別:査読等 

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