2021/05/06 更新

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キネフチ キヨシ
杵淵 紀世志
KINEFUCHI Kiyoshi
所属
大学院工学研究科 航空宇宙工学専攻 空力推進 准教授
職名
准教授
外部リンク

学位 1

  1. 博士(工学) ( 東京大学 ) 

研究キーワード 5

  1. 航空宇宙工学

  2. 衝撃波

  3. 宇宙推進

  4. 極低温推進

  5. 電気推進

研究分野 2

  1. ものづくり技術(機械・電気電子・化学工学) / 流体工学

  2. エネルギー / プラズマ科学

経歴 2

  1. Princeton University   Department of Mechanical and Aerospace Engineering

    2015年2月 - 2016年1月

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    国名:日本国

  2. 宇宙航空研究開発機構   宇宙輸送ミッション本部

    2003年4月 - 2019年8月

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    国名:日本国

学歴 3

  1. 東京大学   工学系研究科

    2006年10月 - 2009年9月

  2. 東京大学   工学系研究科

    2001年4月 - 2003年3月

  3. 東京工業大学   工学部

    1997年4月 - 2001年3月

所属学協会 4

  1. 日本航空宇宙学会

  2. 日本機械学会

  3. 日本衝撃波研究会

  4. アメリカ航空宇宙学会

委員歴 6

  1. 日本衝撃波研究会   幹事  

    2020年4月 - 現在   

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    団体区分:学協会

  2. 日本機械学会   2020年度年次大会実行委員  

    2020年   

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    団体区分:その他

  3. Asian Joint Conference on Propulsion and Power (AJCPP)   Organizing Committee Member  

    2010年   

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    団体区分:その他

  4. 日本航空宇宙学会   原動機・推進部門委員  

    2008年4月 - 2012年3月   

  5. 日本航空宇宙学会   会誌編集委員  

    2008年4月 - 2010年3月   

  6. 航空原動機・宇宙推進講演会   実行委員  

    2008年 - 2012年   

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    団体区分:その他

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受賞 4

  1. Scilight

    2018年10月   American Institute of Physics   Numerical supersonic flow simulations help improve high-speed engine design

    Kiyoshi Kinefuchi, Andrey Y, Starikovskiy, and Richard, B. Miles

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    受賞区分:学会誌・学術雑誌による顕彰  受賞国:アメリカ合衆国

  2. Featured Article, Physics of Fluids

    2018年10月   American Institute of Physics   Numerical Investigation of Nanosecond Pulsed Plasma Actuators for Control of Shock-wave/Boundary-layer Separation

    Kiyoshi Kinefuchi, Andrey Y, Starikovskiy, and Richard, B. Miles

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    受賞区分:学会誌・学術雑誌による顕彰  受賞国:アメリカ合衆国

  3. Best Paper Award

    2013年10月   International Electric Propulsion Conference   Application of the Hollow Cathode to DC Arcjet

    Masahiro Kinoshita, Daisuke Nakata, Kiyoshi Kinefuchi, Hitoshi Kuninaka

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    受賞区分:国際学会・会議・シンポジウム等の賞  受賞国:アメリカ合衆国

  4. Best Paper Award

    2011年8月   AIAA Liquid Propulsion Technical Committee   Heat Exchange and Pressure Drop Enhanced by Sloshing

    Takehiro Himeno, Daizo Sugimori, Katsutoshi Ishikawa, Yutaka Umemura, Seiji Uzawa, Chihiro Inoue, Toshinori Watanabe, Satoshi Nonaka, Yoshihiro Naruo, Yoshifumi Inatani, Kiyoshi Kinefuchi, Ryoma Yamashiro, Toshiki Morito, Koichi Okita

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    受賞区分:国際学会・会議・シンポジウム等の賞  受賞国:アメリカ合衆国

 

論文 110

  1. Design and testing of additively manufactured high-efficiency resistojet on hydrogen propellant

    Coral G.

    Acta Astronautica   181 巻   頁: 14 - 27   2021年4月

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Acta Astronautica  

    DOI: 10.1016/j.actaastro.2020.12.047

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  2. Speckle beam-oriented schlieren technique

    Nakamura Y.

    Experiments in Fluids   62 巻 ( 1 )   2021年1月

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Experiments in Fluids  

    DOI: 10.1007/s00348-020-03113-3

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  3. Keeper ignition and discharge characteristics of hollow cathode center-mounted on hall Thruster

    Kinefuchi K.

    Journal of Propulsion and Power   37 巻 ( 2 ) 頁: 223 - 230   2021年

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Journal of Propulsion and Power  

    DOI: 10.2514/1.B37814

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  4. Experimental analysis of thermal behavior in cryogenic propellant tank with different pressurants

    Kinefuchi K.

    Cryogenics   112 巻   2020年12月

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Cryogenics  

    DOI: 10.1016/j.cryogenics.2020.103196

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  5. Application of a microwave cathode to a 200-W Hall thruster with comparison to a hollow cathode

    Morishita T.

    Acta Astronautica   176 巻   頁: 413 - 423   2020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:Acta Astronautica  

    © 2020 IAA A hollow cathode is an efficient electron source in the self-heating mode utilizing the discharge power. However, in sub-ampere currents, it needs keeper power to maintain the thermionic electron discharge, which could decrease the thrust efficiency. To address this problem, we propose using a microwave cathode, which is based on the flight model of a microwave ion thruster neutralizer cathode, as an alternative to a hollow cathode. First, we redesigned the magnetic field of a microwave cathode discharge chamber and tested it in the diode mode configuration. The electron emission current is doubled compared to the original performance. Next, we coupled the improved microwave cathode with a 200-W class Hall thruster and compared the characteristics and performance with a hollow cathode. We confirmed that the magnetic field polarity affects the ignition characteristics. We measured the thrust by an inverted thrust stand, the ion energy distribution functions by a retarding potential analyzer, and the beam profiles by an ion collector. The thrust and thrust efficiency are equivalent for both types of cathode. The specific impulse is 10% higher in the case of the microwave cathode. Since the potential difference between the microwave cathode and ground rapidly increased at currents above 600 mA, this could be taken to be the trade-off point against the hollow cathode.

    DOI: 10.1016/j.actaastro.2020.06.049

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  6. Cryogenic propellant recirculation for orbital propulsion systems 査読有り

    Kinefuchi Kiyoshi, Kawashima Hideto, Sugimori Daizo, Okita Koichi, Kobayashi Hiroaki

    CRYOGENICS   105 巻   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)  

    DOI: 10.1016/j.cryogenics.2019.102996

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  7. マイクロ波カソード-200W 級ホールスラスタのプルーム解析 査読有り

    森下 貴都, 月崎 竜童, 山本 直嗣, 杵淵 紀世志, 西山 和孝, MORISHITA Takato, TSUKIZAKI Ryudo, YAMAMOTO Naoji, KINEFUCHI Kiyoshi, NISHIYAMA Kazutaka

    令和元年度宇宙輸送シンポジウム: 講演集録 = Proceedings of Space Transportation Symposium FY2019   25 巻 ( 2 ) 頁: 85‐88 - 88   2020年1月

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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:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    令和元年度宇宙輸送シンポジウム(2020年1月16日-17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: SA6000147068レポート番号: STEP-2019-019

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  8. Characterization of a capillary flow controller for electric propulsion

    Kinefuchi K.

    Journal of Propulsion and Power   36 巻 ( 4 ) 頁: 586 - 592   2020年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Journal of Propulsion and Power  

    © 2020, American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc.. All rights reserved. A low-cost and reliable propellant flow controller is necessary to offer competitive electric propulsion systems. This paper first reviews xenon flow control methods for Hall thrusters and ion engines. Through a trade study, a simple and low-cost xenon flow controller applying a heated capillary is proposed. The test article is fabricated based on a developed theory and tested with xenon. The estimation based on laminar flow shows slightly different characteristics from those of the experiment, although the Reynolds number indicates a laminar condition. The turbulent flow assumption is in good agreement with the experiment at a high mass flow rate while the flow characteristics are between laminar and turbulent at a low mass flow rate. That implies that the surface roughness and tube curvature induce the laminar–turbulent transition even in the low mass flow rate case. To obtain a wider flow rate range, maintaining laminar flow in the capillary is desirable because of the high sensitivity of the friction coefficient with temperature in the laminar flow. Component improvements achievable through miniaturization and reduction of the inner wall surface roughness and capillary curvature are considered to be necessary to prevent the turbulent transition.

    DOI: 10.2514/1.B37726

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  9. Application of two-photon laser-induced fluorescence spectroscopy to microwave cathode

    Tsukizaki R.

    Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences   63 巻 ( 6 ) 頁: 281 - 283   2020年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences  

    <p>To investigate the neutral xenon density distribution of electric thrusters such as ion and Hall thrusters, two-photon absorption laser-induced fluorescence (TALIF) spectroscopy was applied to a microwave cathode. First, the background pressure of the vacuum chamber was measured by TALIF. In the present measurements, the ground state was excited by a 224.29 nm laser, and 834.68 nm fluorescence was detected. The first measurement confirmed that the fluorescence intensity linearly increases with respect to the ground state number density. Based on this result, the density of neutral ground-state xenon was measured at the exit of the nozzle of the microwave cathode. The variation in the density with the microwave power was successfully measured at xenon flow rates of 0.029 and 0.098 mg/s. The measured densities varied from 2.3 × 10<sup>19</sup> to 8.4 × 10<sup>19</sup> m<sup>3</sup> with a maximum error of ±20% due to the plasma fluorescence.</p>

    DOI: 10.2322/TJSASS.63.281

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  10. Performance of a miniature Hall thruster and an in-house PPU 査読有り

    Naoji Yamamoto, Masatoshi CHONO, Ryudo TSUKIZAKI, Takato MORISHITA, Kenichi KUBOTA, Shinatra CHO, Kiyoshi KINEFUCHI, Toru TAKAHASHI

    Transactions of the JSASS / Aerospace Technology Japan     2020年

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  11. Cfd modeling of phase change and pressure drop during violent sloshing of cryogenic fluid in a small-scale tank

    Kartuzova O.

    AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum     頁: 1 - 20   2020年

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum  

    DOI: 10.2514/6.2020-3794

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  12. Cfd modeling of cryogenic chilldown in a complex channel under normal and low gravity conditions

    Pesich J.

    AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum     頁: 1 - 24   2020年

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum  

    DOI: 10.2514/6.2020-3818

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  13. 極低温ロケットタンクの熱流体的挙動に及ぼす加圧ガス種の影響

    杵淵 紀世志, 川島 秀人, 杉森 大造, 小林 弘明, 梅村 悠, 沖田 耕一, 姫野 武洋

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

    DOI: 10.1299/jsmemecj.2020.J19101

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  14. In-flight S-band telemetry attenuation by ionized solid rocket motor plumes at high altitude 査読有り

    Kinefuchi Kiyoshi, Yamaguchi Hiroyuki, Minami Mineko, Okita Koichi, Abe Takashi

    ACTA ASTRONAUTICA   165 巻   頁: 373-381   2019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)  

    DOI: 10.1016/j.actaastro.2019.09.025

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  15. Neutral ground state particle density measurement of xenon plasma in microwave cathode by two-photon laser-induced fluorescence spectroscopy

    Yamashita Y.

    Vacuum   168 巻   2019年10月

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

    © 2019 Elsevier Ltd This paper reports the first study to measure xenon neutral ground state particle density of microwave cathode by two-photon laser induced fluorescence spectroscopy (TALIF). Xenon is commonly used as a propellant in electric propulsion like Hall thrusters, ion thrusters, and their cathodes. For electric propulsion, information about neutral particles is important such as the ionization degree and the charged exchange collisions (CEX). The measurement target is XeI 5p61S06p[3/2]2, which absorbs at a wavelength of 224.29 nm and emits fluorescence of 834.7 nm. The measurement system was demonstrated for three cases: cold gas, without electron extraction, with electron extraction. From three cases, the measurement system can detect a neutral ground state particle density of 1019m−3 order without and with a plasma. In a cold gas, the neutral ground state particle density is (8.4±0.4)×1019m−3 at 0.098 mg/s. Without electron extraction, the neutral ground density decreases by ionization and excitation With electron extraction, the density varied from 0.6 to 2.3 times compared to without electron extraction depending on anode voltage.

    DOI: 10.1016/j.vacuum.2019.108846

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  16. Two-photon absorption laser induced fluorescence with various laser intensities for density measurement of ground state neutral xenon

    Kinefuchi K.

    Acta Astronautica   161 巻   頁: 382 - 388   2019年8月

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

    DOI: 10.1016/j.actaastro.2019.03.018

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  17. Development of a new MLI for orbital cryogenic propulsion systems-Thermal performance under one atmosphere to a vacuum

    Miyakita T.

    IOP Conference Series: Materials Science and Engineering   502 巻 ( 1 )   2019年6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:IOP Conference Series: Materials Science and Engineering  

    DOI: 10.1088/1757-899X/502/1/012062

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  18. デブリ除去衛星への搭載を目指したホールスラスタの開発

    山本直嗣, 長野公勇, 森下貴都, 月崎竜童, 窪田健一, 杵淵紀世志

    宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP-(Web)   ( 18-011 ) 頁: 503‐509 (WEB ONLY)   2019年3月

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  19. 1段再使用ロケット用 LPG ハイブリッド RCS-飽和ガス噴射試験

    奥田 和宜, 水谷 康一郎, 三村 岳史, 奥村 俊介, 服部 大輔, 杵淵 紀世志, 齊藤 靖博, 田原 弘一, Okuda Kazuyoshi, Mizutani Kouichiro, Mimura Takefumi, Okumura Shunsuke, Hattori Daisuke, Kinefuchi Kiyoshi, Saito Yasuhiro, Tahara Hirokazu

    平成30年度宇宙輸送シンポジウム: 講演集録 = Proceedings of Space Transportation Symposium FY2018     2019年1月

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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:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    平成30年度宇宙輸送シンポジウム(2019年1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: SA6000136047レポート番号: STCP-2018-047

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  20. LE-5B-3地上燃焼試験用静電容量型ボイド率計の開発

    坂本 勇樹, 小林 弘明, 東 和弘, 長尾 直樹, 杉森 大造, 杵淵 紀世志, 佐藤 哲也

    航空宇宙技術   18 巻 ( 0 ) 頁: 19 - 28   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>Many space vehicles are powered by liquid hydrogen and liquid oxygen. Such fuel are cryogenic fluids, so they are easy to boil and become gas-liquid two phase flow. The LE-5B-3 engine has the capability of the idle mode firing same as the LE-5B-2 engine. Assessment of flow condition at the inlet of fuel turbo pump is important to operate the engine, because the fuel may flow in saturated condition under the idle mode in principle. In a two-phase flow state, void fraction is one of the most important parameters to assess the flow. Although many types of void fraction sensors were proposed, the capacitive technique has advantages to mount on the engine from the viewpoint of size, weight, toughness. In this study, plural circular electrodes capacitive void fraction sensor is developed for LE-5B-3 engines' ground firing test. The sensor was designed based on electric field analysis, and the specification was assessed prior to the ground test. The sensor was used in qualification test, and it was succeeded in achieving stable measurement and it helped to understand the fluid state during the engine operation. The sensor design technique, the assessment results and the ground test results are discussed in this paper.</p>

    DOI: 10.2322/astj.JSASS-D-18-00017

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  21. Investigation of cryogenic chilldown in a complex channel under low gravity using a sounding rocket

    Kinefuchi K.

    Journal of Spacecraft and Rockets   56 巻 ( 1 ) 頁: 91 - 103   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:Journal of Spacecraft and Rockets  

    DOI: 10.2514/1.A34222

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  22. Thermal performance and flow visualization of a planar heat-pipe leading edge

    Kinefuchi K.

    Journal of Spacecraft and Rockets   56 巻 ( 3 ) 頁: 771 - 779   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:Journal of Spacecraft and Rockets  

    DOI: 10.2514/1.A34274

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  23. 全電化衛星

    杵淵 紀世志

    日本航空宇宙学会誌   67 巻 ( 6 ) 頁: 227 - 227   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  

    DOI: 10.14822/kjsass.67.6_227

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  24. Numerical simulation on liquid hydrogen chill-down process of vertical pipeline

    Umemura Y.

    AIAA Propulsion and Energy Forum and Exposition, 2019     2019年

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:AIAA Propulsion and Energy Forum and Exposition, 2019  

    DOI: 10.2514/6.2019-4439

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  25. Development and testing of a high-performance 3D printed inconel resistojet

    Coral G.

    Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC   2019-October 巻   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:Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC  

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  26. Numerical investigation of nanosecond pulsed plasma actuators for control of shock-wave/boundary-layer separation

    Kinefuchi K.

    Physics of Fluids   30 巻 ( 10 )   2018年10月

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

    DOI: 10.1063/1.5051823

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  27. Theoretical and experimental study of the active control of bubble point pressure using a magnetic field and its applications

    Kinefuchi K.

    Physics of Fluids   30 巻 ( 6 )   2018年6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:Physics of Fluids  

    © 2018 Author(s). Space propulsion systems use screen mesh devices as filters to block contaminants and as propellant management devices to settle the propellants. The bubble point pressure indicates the basic capillary performance for liquid acquisition of screen meshes. Actively controlling the bubble point pressure can result in flexible and efficient operation of the propulsion systems. High-performance cryogenic propellants, such as liquid hydrogen and oxygen, exhibit magnetic properties. Therefore, a method to actively control the bubble point pressure of cryogenic propellants by applying a magnetic field is proposed in this study. The magnetic pressures affect the pressure balance around the gas-liquid interface separated by the screen mesh, which can thereby control the bubble point pressure. To demonstrate the concept and theoretical basis, a bubble point experiment is conducted using a ferrofluid and solenoid. This experiment proves that the magnetic field actively controls the bubble point pressure and performs both suppression and enhancement of the liquid acquisition performance of the screen mesh. The theory related to magnetic pressures is observed to successfully predict the experimental results. The feasibility of the active control of the bubble point pressure of liquid oxygen is discussed based on the validated theory, and two applications of this technique in cryogenic propulsion systems are depicted.

    DOI: 10.1063/1.5034222

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  28. 電気推進ロケットエンジンを用いたミッションの現状と今後 (小特集 電気推進ロケットエンジン技術の現状と展望) 査読有り

    西山 和孝, 杵淵 紀世志

    プラズマ・核融合学会誌 = Journal of plasma and fusion research   94 巻 ( 2 ) 頁: 60 - 65   2018年2月

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)   出版者・発行元:プラズマ・核融合学会編集委員会  

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  29. 電気推進ロケットエンジン技術の現状と展望 2.電気推進ロケットエンジンを用いたミッションの現状と今後

    西山和孝, 杵淵紀世志

    プラズマ・核融合学会誌   94 巻 ( 2 ) 頁: 60‐65   2018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)  

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  30. Facility effect characterization of 6-kw class hall thruster in newly developed high power ep test facility

    Kinefuchi K.

    2018 Joint Propulsion Conference     2018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:2018 Joint Propulsion Conference  

    © 2018 by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. All rights reserved. Japan Aerospace Exploration Agency, JAXA, has been developing an all-electric geostationary satellite named Engineering Test Satellite 9 (ETS-9). It has domestic 6-kW class Hall thruster for both orbit raising and station keeping. Both the 6 kW thruster input power and xenon mass flow rate, 20 mg/s, are the largest ever in Japanese electric propulsion development, therefore, a new test facility with high pumping speed and appropriate cooling system is required. The construction of the new test facility, HTDT (Hall Thruster Development Test) facility, has been completed in Nov 2017. The 3 m in diameter and 8 m long vacuum chamber with 21 cryopumps has successfully achieved 220 kL/s pumping speed with xenon. To remove the 6 kW heat load from the Hall thruster, the facility uses a closed-loop water cooling system and no liquid nitrogen and Freon, hence, the operation cost can be reduced compared with conventional facilities for high power electric propulsion. The requirement to test the 6-kW Hall thruster has been achieved through a 30-hour long qualification test. The facility effect – differences in thruster performance and discharge current oscillation characteristics between in ground facilities and in orbit – is regarded as an important risk in the Hall thruster development. To characterize the facility effect, the 6-kW Hall thruster has been tested in both HTDT facility and JAXA’s another test facility. Preliminary results of the facility effect investigation, comparison of thruster performance and current oscillation against background pressure, are discussed.

    DOI: 10.2514/6.2018-4510

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  31. Control of shock-wave/boundary-layer interaction using nanosecond-pulsed plasma actuators

    Kinefuchi K.

    Journal of Propulsion and Power   34 巻 ( 4 ) 頁: 909 - 919   2018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:Journal of Propulsion and Power  

    DOI: 10.2514/1.B36530

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  32. Analytical Design of a Hybrid Electro‐Chemical Thruster

    CORAL Giulio, KINEFUCHI Kiyoshi, NAKATA Daisuke, SHIMADA Toru, NISHIYAMA Kazutaka, KUNINAKA Hitoshi

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   62nd 巻   頁: ROMBUNNO.1N14   2018年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  33. 200W級ホールスラスタにおけるアノード形状依存性

    長野公勇, 山本直嗣, 窪田健一, 杵淵紀世志

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   62nd 巻   頁: ROMBUNNO.1E15   2018年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  34. Thermal design and experimental verification of the 3D-printed resistojet

    Nakata D.

    2018 Joint Propulsion Conference     2018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:2018 Joint Propulsion Conference  

    © 2018, American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc, AIAA. All rights reserved. A 3D-printed resistojet, wherein the heater and flow path were united, was produced. The heater consists of multi-layer shells and is difficult to break down. In this paper, the thermal design and the results of the thrust measurement are reported. The measured electrical resistance matched with the predicted one. Both the heater and the thrust reached 70 percent efficiency when paired with a nitrogen propellant at a mass flow rate of 0.2 g/s.

    DOI: 10.2514/6.2018-4907

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  35. 高出力レーザを用いたXeプラズマの分光測定

    山下裕介, 月崎竜童, 杵淵紀世志, 神田大樹, 谷義隆, 西山和孝, 國中均

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   62nd 巻   頁: ROMBUNNO.P31   2018年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  36. 観測ロケットによる低重力環境における極低温沸騰二相流観察実験

    姫野武洋, 幅大地, 更江渉, 杵淵紀世志, 梅村悠, 薮崎大輔, 杉森大造, 小林弘明, 野中聡, 佐藤哲也

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)   2017 巻   頁: ROMBUNNO.2A2‐2   2018年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  37. 微小重力環境下における極低温二相流のボイド率計測

    小林 弘明, 坂本 勇樹, 杵淵 紀世志, 佐藤 哲也

    日本航空宇宙学会論文集   66 巻 ( 6 ) 頁: 147 - 152   2018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>Reducing the amount of propellant for re-cooling is an important issue for the rocket propulsion system using cryogenic fuel. Immediately after the start of the engine, the liquid fuel boils and becomes two-phase flow. In the state of two-phase flow, the void fraction, which is the gas-liquid ratio, is one of the important value for flow control. For above problem, we are developing void fraction measurement system for the cryogenic fluid. These devices were attached to the S310-43 sounding rocket for the purpose of "measuring two-phase flow behavior and heat transfer characteristics during coasting flight." These devices withstood the vibration shock test of 40G and succeeded to measure the void fraction of liquid/gas nitrogen two phase flow under vacuumed and microgravity circumstance. This report explains development and experiment results of the void fraction sensor and a capacitance amplifier. </p>

    DOI: 10.2322/jjsass.66.147

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  38. 3次元積層造形による低コスト/高性能レジストジェット

    杵淵 紀世志, 松永 芳樹, 藤井 剛, 池田 博英, 中田 大将, 酒井 仁史, Llanillo Rodel, Kinefuchi Kiyoshi, Matsunaga Yoshiki, Fujii Go, Ikeda Hirohide, Nakata Daisuke, Sakai Hitoshi, Llanillo Rodel

    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   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   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: SA6000086040レポート番号: STEP-2016-002

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  39. 次期技術試験衛星ホールスラスタサブシステムと開発計画

    杵淵 紀世志, JAXAホールスラスタ研究開発チーム, Kinefuchi Kiyoshi, JAXA Hall Thruster R&D Tea

    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   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   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: SA6000086049レポート番号: STEP-2016-011

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  40. 200W級ホールスラスタシステムの開発

    長野公勇, 山本直嗣, 窪田健一, 藤井剛, 杵淵紀世志

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   61st 巻   頁: ROMBUNNO.3E02   2017年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  41. Liquid nitrogen chill-down process prediction by direct interface tracking approach

    Yutaka Umemura, Takehiro Himeno, Osamu Kawanami, Wataru Sarae, Kiyoshi Kinefuchi, Hiroaki Kobayashi, Osamu Fukasawa

    53rd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, 2017     頁: .   2017年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

    The payload capacity of launch vehicles must be increased in order to extend space exploration and development beyond low-Earth orbit into the solar system. A propellant system using a cryogenic fluid such as liquid oxygen or liquid hydrogen must reduce the amount of unusable propellant due to evaporation and boiling. However, in space exploration and development, where the safety and reliability of missions are critical, predictions of boiling heat transfer using existing technology are not sufficiently reliable for thermal management design, given the lack of pertinent knowledge and relevant research. Therefore, the objective of this research is to understand and accurately predict boiling heat transfer by developing numerical simulation tools for two-phase flows that consider phase change. This paper presents a recent research activity toward the development of chill-down process simulation technology. The cryogenic chilldown experiment conducted in a vertical pipeline and in a complicated channel was verified via simulation to show the effectiveness of the simulation tool under development.

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  42. 200 W 級ホールスラスタの開発 査読有り

    長野 公勇, 森田 太智, 山本 直嗣, 窪田 健一, 藤井 剛, 杵淵 紀世志

    プラズマ応用科学   25 巻 ( 2 ) 頁: 85-88   2017年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    A 200 W class Hall thruster has been developed for the small satellites main propulsion. In order to overcome the degradation owing to the miniaturization, it has a unique magnetic field configuration, similar to "magnetic shielding". The thrust performance was measured using a pendulum thrust stand. The thrust, thrust to power ratio, thrust efficiency is achieved to 13.1 mN,56 mN/kW and 0.36, respectively at discharge voltage of 300 V, xenon mass flow rate of 1.0 mg/s. The obtained thrust performance is comparable to the other 200 W class thruster.

    DOI: 10.34377/aps.25.2_85

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  43. 3Dプリンタ造形レジストジェットの熱設計と推力測定実験

    中田大将, 杵淵紀世志

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   61st 巻   頁: ROMBUNNO.2E03   2017年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  44. 上段エンジン予冷予測に向けた冷却シミュレーション開発

    梅村悠, 姫野武洋, 大平勝秀, 河南治, 杵淵紀世志, 小林弘明

    航空原動機・宇宙推進講演会講演論文集(CD-ROM)   57th 巻   頁: ROMBUNNO.2A01   2017年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  45. 軌道間輸送機の極低温推進系に向けた多層断熱材の検討

    宮北健, 北本和也, 杵淵紀世志, 斎藤雅規, 平井智行, 杉田寛之

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   61st 巻   頁: ROMBUNNO.3F13   2017年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  46. 次期技術試験衛星搭載ホールスラスタ用大型試験設備の検討状況

    杵淵紀世志, 張科寅, 松永芳樹, 船木一幸, 渡邊裕樹

    航空原動機・宇宙推進講演会講演論文集(CD-ROM)   57th 巻   頁: ROMBUNNO.1A05   2017年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  47. 多層断熱材に適用する樹脂スペーサの構造検討

    北本和也, 宮北健, 杵淵紀世志

    構造強度に関する講演会講演集   59th 巻   頁: 88‐90   2017年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  48. 全電化衛星の世界動向

    杵淵 紀世志

    日本航空宇宙学会誌   65 巻 ( 9 ) 頁: 274 - 279   2017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>全電化静止衛星では推進系としてイオンエンジン,ホールスラスタ等の電気推進のみを搭載し,軌道保持のみならず軌道上昇も電気推進にて行う.これにより従来の化学推進系に比して,長い遷移期間を要するものの大幅に搭載推薬量を削減することができる.2015年,米にて世界初の全電化静止衛星が打上げられ,イオンエンジンによる約半年間の軌道上昇後,静止軌道に到達した.これに追従すべく,各国で全電化静止衛星およびそれに搭載される電気推進の研究開発が活発化している.ホールスラスタはその高推力電力比により3~4カ月程度の短期間遷移を実現でき,さらに低コスト,ロバスト等の特徴も有し,全電化衛星向け電気推進の最有力候補とされる.本稿では全電化静止衛星の世界動向を俯瞰するとともに,全電化衛星への搭載が計画されているホールスラスタの開発動向についても概説する.</p>

    DOI: 10.14822/kjsass.65.9_274

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  49. 二光子LIF法による基底Xe原子の密度計測

    杵淵紀世志, 布目佳央, 張科寅, 月崎竜童, CHNG Tat Loon

    航空原動機・宇宙推進講演会講演論文集(CD-ROM)   57th 巻   頁: ROMBUNNO.1A17   2017年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  50. Liquid nitrogen chill-down process prediction by direct interface tracking approach 査読有り

    Umemura Y.

    53rd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, 2017     2017年

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    掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)   出版者・発行元:53rd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, 2017  

    DOI: 10.2514/6.2017-4761

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  51. 全電化衛星の世界動向

    杵淵紀世志

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   60th 巻   頁: ROMBUNNO.1I03   2016年9月

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)   出版者・発行元:日本航空宇宙学会  

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  52. 軌道間輸送機に向けた極低温新様式断熱法の検討

    宮北健, 北本和也, 斎藤靖博, 杵淵紀世志, 水谷忠均, 畠中龍太, 斎藤雅規, 平井智行, 杉田寛之

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   60th 巻   頁: ROMBUNNO.2K12   2016年9月

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)   出版者・発行元:日本航空宇宙学会  

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  53. 種々の圧力・温度環境下におけるガススラスタの基本性能評価

    角銅 洋実, 尾崎 祥梧, 杵淵 紀世志, 池田 博英

    宇宙科学技術連合講演会講演集   60 巻   頁: ROMBUNNO.3I18   2016年9月

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)   出版者・発行元:日本航空宇宙学会  

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  54. Control of shock wave - Boundary layer interaction using nanosecond dielectric barrier discharge plasma actuators

    Kiyoshi Kinefuchi, Audrey Y, Starikovskiy, Richar, B. Miles

    52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, 2016     頁: .   2016年1月

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

    © 2016, American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc, AIAA. All rights reserved. In this study, nanosecond pulse surface dielectric barrier discharge plasma actuators are used to control shock wave boundary layer interaction in Mach 2-8 supersonic air flow. An oblique shock wave is generated by a 14 degree wedge-shaped shock generator, and interacts with the boundary layer. First, characterization of the separation region without plasma actuation is conducted to understand the interaction region based on measurement of pressure distribution, schlieren imaging and velocimetry by the femtosecond laser electronic excitation tagging technique. The results show a weak separation due to the interaction occurs in this configuration. Then, three types of plasma actuator are fabricated and applied to control the separation. Schlieren images are taken with several us camera speeds and the size of interaction region or location of reflected shock wave are measured to evaluate the magnitude of the interaction. It was shown that the nanosecond surface dielectric barrier discharge plasma actuators work in two different ways: the heat generation in the boundary layer, and generation of the vorticity near the surface. In the first case the shock wave - boundary layer interaction becomes stronger and the size of separation bubble increases. In the second case the vorticity production successfully suppresses the boundary layer separation due to momentum transfer from the main flow to the boundary layer. The experimental results of the three actuator configurations provide design guidelines for nanosecond pulse driven electrodes to control the shock wave - boundary layer interaction. An optimal nanosecond pulse frequency was found through an investigation of the frequency response of the flow.

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  55. 宇宙輸送機の無効推薬量削減に向けた自由表面流数値解析

    梅村悠, 姫野武洋, 杵淵紀世志, 杉森大造, 薮崎大輔

    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)   48th-34th 巻   頁: ROMBUNNO.2C14   2016年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  56. 極低温推進剤の配管急冷予測に向けたシミュレーション開発

    梅村 悠, 姫野 武洋, 大平 勝秀, 河南 治, 杵淵 紀世志, 小林 弘明

    熱工学コンファレンス講演論文集   2016 巻 ( 0 ) 頁: ROMBUNNO.C113   2016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:一般社団法人 日本機械学会  

    <p>The payload capacity of launch vehicles must be increased in order to allow the exploration and development of space to be extended from low-Earth orbit into the solar system. A propellant system using a cryogenic fluid must reduce the amount of unusable propellant due to evaporation and boiling. However, in space exploration and development, where safety and reliability of missions are critical, predictions of the boiling heat transfer of current technology are not sufficiently reliable for thermal management design due to a lack of knowledge and relevant research. Therefore, the objective of this research is to understand and accurately predict boiling heat transfer by developing numerical simulation tools for two-phase flows that consider phase change. In this paper, recent research activity toward the development of chill-down process simulation technology is presented.</p>

    DOI: 10.1299/jsmeted.2016.C113

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  57. Prediction of in-flight radio frequency attenuation by a rocket plume

    Kinefuchi K.

    Journal of Spacecraft and Rockets   52 巻 ( 2 ) 頁: 340 - 349   2015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:Journal of Spacecraft and Rockets  

    During rocket flights, ionized exhaust plumes from solid rocket motors may interfere with radio frequency transmission under certain conditions. A computational fluid dynamics and finite difference time-domain method coupling approach was established for predicting interference and radio frequency attenuation levels during an actual rocket flight. The detailed plasma flowfield and radio frequency transmission characteristics were revealed in the calculations. The calculated far-field received levels were compared with the in-flight attenuation data at different look angles (angles between the vehicle axis and the line of sight of the antennas), and the calculated results showed good agreement with the flight data over a wide range of look angles. An adaptation of the model, based on the diffraction theory, proved appropriate both for rough estimation of attenuation and for conducting a preliminary analysis of signal/rocket plume interactions.

    DOI: 10.2514/1.A32957

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  58. Sounding rocket experiment on chill-down process with liquid nitrogen in a complex channel

    Wataru Sarae, Kiyoshi Kinefuchi, Daisuke Yabusaki, Daizo Sugimori, Takeshi Fujita, Koichi Okita, Yutaka Umemura, Keiichiro Fujimoto, Hideyo Negishi, Hiroaki Kobayashi, Takehiro Himeno, Tetsuya Sato, Satoshi Nonaka

    51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference     頁: .   2015年1月

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

    © 2015, American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc, AIAA. All rights reserved. In the present experiment, by using the sounding rocket’s sub-orbital ballistic flight, realized the gravitational environment similar to that of liquid-fueled rockets during its coasting flight. In the low-gravity state, the cryogenic test fluid, liquid nitrogen, was introduced into the test sections which had similar shapes to the flow channels in the cryogenic propulsion systems. The boiling of liquid nitrogen inside the test-sections and the transition of flow regimes from gas/liquid two-phase flow to liquid mono-phase flow were successfully visualized. The temperatures, pressures and void fractions in each channel were measured as well. The mechanisms enhancing heat transfer were discussed based on the visualization. In the present case, compared with the corresponding ground test, it was confirmed that the two-phase flow in the complex channel could wet the heat transfer surfaces more easily due to the absence of gravity, and that more uniform chill-down effect could been obtained.

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  59. Numerical modeling of boiling flow in a cryogenic propulsion system

    Umemura Y.

    51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference     頁: .   2015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:51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference  

    © 2015, American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc, AIAA. All rights reserved. The payload capacity of launch vehicles must be increased in order to allow the exploration and development of space to be extended from low-Earth orbit into the solar system. A propellant system using a cryogenic fluid such as liquid oxygen or liquid hydrogen must reduce the amount of unusable propellant due to evaporation and boiling. However, in the space exploration and development where safety and reliability of missions are critical, predictions of the boiling heat transfer of the present technology are not sufficiently reliable for thermal management design due to a lack of knowledge and relevant research. Therefore, the objective of this research is to understand and accurately predict boiling heat transfer by developing numerical simulation tool for two-phase flows that consider phase change. In this paper, some recent research activities toward the development of chill-down process simulation technology are presented.

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  60. 観測ロケット実験による極低温沸騰二相流観察実験

    更江渉, 杵淵紀世志, 小林弘明, 梅村悠, 藤本圭一郎, 薮崎大輔, 杉森大造, 姫野武洋, 野中聡, 藤田猛, 佐藤哲也

    航空原動機・宇宙推進講演会講演論文集(CD-ROM)   55th 巻   頁: ROMBUNNO.1B14   2015年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  61. ロケット慣性飛行中の二相流挙動および熱伝達特性の観測実験~実験装置部の開発~

    小林 弘明, 北古賀 智史, 角 悠輝, 坂本 勇樹, 野中 聡, 藤田 猛, 杵淵 紀世志, 更江 渉, 梅村 悠, 藤本 圭一郎, 薮崎 大輔, 杉森 大造, 姫野 武洋, 佐藤 哲也

    日本航空宇宙学会論文集   63 巻 ( 5 ) 頁: 188 - 196   2015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  

    The Japan Aerospace Exploration Agency launched the S-310-43 sounding rocket from the Uchinoura Space Center on Aug.04, 2014 for the purpose of investigating such behavior as boiling and flow of cryogenic liquid rocket propellant in an environment simulating coasting flight on orbit by using the sounding rocket's sub-orbital ballistic flight. In the low-gravity state, the cryogenic fluid (liquid nitrogen) was introduced into the test sections of similar shapes to the flow channels in the cryogenic propulsion systems. The boiling of liquid nitrogen inside the test-sections and the transition of flow regimes from gas/liquid two-phase flow to liquid mono-phase flow were visualized. The temperatures, pressures and void fractions of each channels were measured as well. Development of the experimental equipment for S-310-43 sounding rocket is described in this paper.

    DOI: 10.2322/jjsass.63.188

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  62. Sounding rocket experiment on chill-down process with liquid nitrogen in a complex channel

    Sarae W.

    51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference     2015年

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    掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)   出版者・発行元:51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference  

    DOI: 10.2514/6.2015-4213

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  63. スワールインジェクションを用いた15kW級DCアークジェットの着火特性に関する研究

    吉田 航己, 中田 大将, 杵淵 紀世志, 細田 聡史, 神田 大樹, 月崎 竜童, 國中 均, Yoshida Koki, Nakata Daisuke, Kinefuchi Kiyoshi, Hosoda Satoshi, Koda Daiki, Tsukizaki Ryudo, Kuninaka Hitoshi

    平成26年度宇宙輸送シンポジウム: 講演集録 = Proceedings of Space Transportation Symposium FY2014     2015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:宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)  

    平成26年度宇宙輸送シンポジウム(2015年1月15日-16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: SA6000036068レポート番号: STEP-2014-010

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  64. High Power Hydrogen Electric Propulsion for the Space Exploration

    KINEFUCHI Kiyoshi, OKITA Koichi, KUNINAKA Hitoshi, NAKATA Daisuke, TAHARA Hirokazu

    航空原動機・宇宙推進講演会講演論文集(CD-ROM)   2014 巻   頁: ELECTRIC PROPULSION 2,K. KINEFUCHI   2014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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  65. Preliminary study of high power hydrogen electric propulsion for the space exploration

    Kinefuchi K.

    50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference 2014   50th Vol.2 巻   頁: 1243 - 1252   2014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:50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference 2014  

    © 2014 by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. All rights reserved. High power electric propulsion system is strongly required for future orbital space transportation. MPD (Magneto-Plasma-Dynamic) thrusters and DC (Direct Current) arcjets with hydrogen as a propellant are promising candidates for the missions because of their high performance and adaptability to high power operation. However, to use hydrogen for long term orbital missions, its storage in orbit is crucial issue to be considered. Firstly, we proposed a hydrogen storage and feed system for electric thrusters by applying our technologies derived from the liquid hydrogen launch vehicles. Secondly, we present R&amp;D activities of hydrogen MPD thruster and DC arcjet, especially focusing on the improvement of their performance and durability. Then, development strategy of hydrogen electric thrusters is also discussed. Finally, advantages of hydrogen electric thruster were shown compared with conventional xenon thrusters through mission analyses of lunar orbit insertion and GTO-GEO transportation.

    DOI: 10.2514/6.2014-3507

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  66. 宇宙輸送系に関わる自由表面流の数値解析

    梅村悠, 姫野武洋, 根岸秀世, 杵淵紀世志, 大平勝秀, 井上智博, 渡辺紀徳

    数値流体力学シンポジウム講演論文集(CD-ROM)   28th 巻   頁: ROMBUNNO.F02-4   2014年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  67. Technical Challenges for Advanced Arcjets

    NAKATA Daisuke, KINEFUCHI Kiyoshi, HOSODA Satoshi, KINOSHITA Masahiro, KUNINAKA Hitoshi

    TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN   12 巻 ( 29 ) 頁: To_1_1 - To_1_5   2014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:一般社団法人 日本航空宇宙学会  

    Next generation arcjets should have light-weight design and prolonged lifetime. For the former topic, it is shown that the radiator mass can be drastically reduced by the effective use of propellant as a coolant at the lower temperature region on the radiator. Resulting thruster weight of 2.0 kg including the radiator is possible for 15 kWe arcjet. For the latter topic, replaceable cathode system is proposed and some key issues are mentioned.

    DOI: 10.2322/tastj.12.To_1_1

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  68. Space Exploration Strategy with High Power Plasma Propulsions

    KINEFUCHI Kiyoshi, SAITO Yasuhiro, NAGAO Naoki, OKITA Koichi, FUNAKI Ikkoh, KUNINAKA Hitoshi

    プラズマプロセシング研究会プロシーディングス(CD-ROM)   32nd 巻   頁: ROMBUNNO.S2-2   2014年

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)  

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  69. Prediction of in-flight radio frequency attenuation by a rocket plume by applying CFD/FDTD coupling

    Kinefuchi K.

    49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference     2013年9月

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    掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)   出版者・発行元:49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference  

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  70. 液体窒素のスロッシングに伴うタンク内圧力変化の研究

    杉森大造, 藤田真澄, 飯田久訓, 小川洋平, 杵淵紀世志, 薮崎大輔, 姫野武洋, 梅村悠, 石川勝利

    日本機械学会年次大会講演論文集(CD-ROM)   2013 巻   頁: ROMBUNNO.G051014   2013年9月

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  71. ロケットエンジン用リサーキュレーションポンプの試作と基礎的な試験について

    渡邉 光男, 橋本 知之, 杵淵 紀世志, 杉田 栄一郎

    ターボ機械   41 巻 ( 4 ) 頁: 193 - 200   2013年4月

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:日本工業出版  

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  72. ロケットエンジン用リサーキュレーションポンプの試作と基礎的な試験について 査読有り

    渡邉光男, 橋本知之, 杵淵紀世志, 杉田栄一郎

    ターボ機械   41 巻 ( 4 ) 頁: 193 - 200   2013年4月

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  73. Prediction of In-Flight Radio Frequency Attenuation by Rocket Plume Applying Diffraction Theories 査読有り

    Kiyoshi Kinefuchi, Ikkoh Funaki, Takashi Abe

    JOURNAL OF SPACECRAFT AND ROCKETS   50 巻 ( 1 ) 頁: 150-158   2013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)  

    DOI: 10.2514/1.A32223

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  74. 15kW級DCアークジェットのカソード性能比較

    木下 昌洋, 杵淵 紀世志, 中田 大将, 細田 聡史, 國中 均, Kinoshita Masahiro, Kinefuchi Kiyoshi, Nakata Daisuke, Hosoda Satoshi, Kuninaka Hitoshi

    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     2013年1月

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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: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, 神奈川県形態: カラー図版あり形態: PDF資料番号: AA0061856113レポート番号: STEP-2012-030

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  75. ISASあきる野実験施設におけるH2Aロケット高度化ベントリテンション開発試験

    杵淵 紀世志, 沖田 耕一, 更江 渉, 藤田 猛, 小林 弘明, 八木下 剛, 小林 清和, 徳永 好志, 堀 恵一, 佐藤 哲也, 西村 真二, 北山 治, Kinefuchi Kiyoshi, Okita Koichi, Sarae Wataru, Fujita Takeshi, Kobayashi Hiroaki, Yagishita Tsuyoshi, Kobayashi Kiyokazu, Tokunaga Yoshiyuki, Hori Keiichi, Sato Tetsuya, Nishimura Shinji, Kitayama Osamu

    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     2013年1月

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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: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, 神奈川県形態: カラー図版あり形態: PDF著者人数: 12名資料番号: AA0061856048レポート番号: STCP-2012-048

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  76. Prediction of in-flight radio frequency attenuation by a rocket plume by applying CFD/FDTD coupling

    Kinefuchi K.

    49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference   1 PartF 巻   2013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:49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference  

    © 2013, American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc.. During rocket flights, ionized exhaust plumes from solid rocket motors may interfere with radio frequency (RF) transmission under certain conditions. To clarify the physical process involved and to establish the estimation methodology, a plume–RF interference experiment during a sea-level static firing test of a full-scale solid rocket motor was conducted. The result of the ground experiment was adequately matched by a computational fluid dynamics (CFD) model of the plume flow field coupled to a finite-difference time-domain (FDTD) model of RF transmission. The CFD/FDTD coupling method was then refined for predicting interference and RF attenuation levels during an actual rocket flight. The calculated far-field received levels were compared with the in-flight attenuation data at different look angles (angles between the vehicle axis and the line-of-sight of the antennas). The calculated results showed good agreement with the flight data over a wide range of look angles. An adaptation of the model, based on the diffraction theory, proved appropriate both for rough estimation of attenuation and for conducting a preliminary analysis of signal/rocket plume interactions.

    DOI: 10.2514/6.2013-3790

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  77. 数値シミュレーションを活用した宇宙空間におけるガスプルームコンタミ評価

    谷洋海, 磯部直樹, 中川貴雄, 杵淵紀世志, 谷直樹, 根岸秀世

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   57th 巻   頁: ROMBUNNO.1F14   2013年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  78. 微小重力下での液体推薬保持技術開発のための地上模擬実験

    杵淵 紀世志, 加納 康仁, 齊藤 靖博, 沖田 耕一, 姫野 武洋

    航空宇宙技術   12 巻 ( 0 ) 頁: 73 - 77   2013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  

    For future space transportation system development, efficient liquid propellant acquisition technologies under microgravity could be required to realize long-term missions in orbit. Microgravity environment is generally established through drop tower, parabolic flight by airplane or orbital/suborbital experiment. These methods are large-scale or not flexible so that compact and simple method is needed for the efficient development. To respond to such request, we propose a static experiment on the ground to realize the similar static free surface under microgravity. The ground experimental result was compared with the results of two types of two-phase flow simulation codes for the verification of the methodology and discuss the characteristics of these numerical codes. We also simulated the free surface under the actual flight condition by using the same simulation method and result showed the validity of the experimental method.

    DOI: 10.2322/astj.12.73

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  79. 基幹ロケット上段推進系の発展と国際有人探査への貢献―極低温軌道間輸送機の研究開発―

    杵淵紀世志, 齊藤靖博, 西平慎太郎, 更江渉, 杉森大造, 沖田耕一, 谷直樹, 梅村悠, 小林弘明, 姫野武洋, 石川佳太郎, 青山太一

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   57th 巻   頁: ROMBUNNO.1J05   2013年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  80. 固体ロケット飛翔中のプルーム・電波干渉の解析予測

    杵淵紀世志, 船木一幸, 沖田耕一, 安部隆士

    航空原動機・宇宙推進講演会講演集(CD-ROM)   53rd 巻   頁: ROMBUNNO.JSASS-2013-0001   2013年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  81. G051014 液体窒素のスロッシングに伴うタンク内圧力変化の研究([G051-01]流体工学部門,一般セッション : 流体力学の機器への応用)

    杉森 大造, 藤田 真澄, 飯田 久訓, 小川 洋平, 杵淵 紀世志, 薮崎 大輔, 姫野 武洋, 梅村 悠, 石川 勝利

    年次大会   2013 巻 ( 0 ) 頁: _G051014 - 1-_G051014-5   2013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 日本機械学会  

    For the prediction of heat transfer coupled with sloshing phenomena in the propellant tanks of launch vehicle, the pressure drop induced by heat transfer and the dynamic motion of cryogenic liquid in sub-scale vessels were experimentally observed. The correlation between the pressure drop and liquid motion was confirmed in the experiment. Results of the test suggests that pressure is sensitive when gaseous species are same as liquid. In addition, even if a gaseous temperature is different (about 3 OK), the amount of pressure drop does not change.

    DOI: 10.1299/jsmemecj.2013._G051014-1

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  82. SiFRP炭化変色層内部の物理現象の解明に関する実験研究

    平井 研一, 松浦 芳樹, 杵淵 紀世志, 紙田 徹

    日本複合材料学会誌 = Journal of the Japan Society for Composite Materials   38 巻 ( 6 ) 頁: 228 - 235   2012年11月

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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 日本複合材料学会  

    This study focuses on the understanding and modeling of the physical phenomena occurring in the degraded zones of Silica Phenolic (hereafter referred as SiFRP) under exposure to high temperature gases when applied to liquid rocket engine (LRE) combustor. Although the understanding and modeling of the phenomena is supposed to be essential in designing LRE combustor, a few works done in this fields appear in the open literatures. Basically, it is well known that when heated, the pyrolysis reaction proceeds in the SiFRP, forming 3 distinct zones of charred, decomposed and virgin zone, respectively. The obtainable information for the thermal response of SiFRP at ground firing tests is classified in 2 categories. The first is the equilibrium state characteristics after long time elapsed from the burnout, namely, the degraded thickness distribution, which reflects 3-D information (combustor inner surface×thickness-direction) of heat load distribution over the entire combustor inner surface thanks to the highly insulating nature of SiFRP. The second is the transient characteristics with regard to the degraded zones propagation in the SiFRP, which can be detected by application of ultrasonic testing (UT) method. In this paper, the progress of in-depth phenomena of SiFRP and the physical variation were intentionally studied. We strive to clarify and specify the quantitative threshold values of the interface points which characterizes each degraded zone and UT reflection point and eventually express the threshold values in terms of physical quantities that could appear in numerical analysis.

    DOI: 10.6089/jscm.38.228

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  83. Computational fluid dynamics and frequency-dependent finite-difference time-domain method coupling for the interaction between microwaves and plasma in rocket plumes

    Kinefuchi K.

    Physics of Plasmas   19 巻 ( 10 ) 頁: 102112-102112-7   2012年10月

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

    Under certain conditions during rocket flights, ionized exhaust plumes from solid rocket motors may interfere with radio frequency transmissions. To understand the relevant physical processes involved in this phenomenon and establish a prediction process for in-flight attenuation levels, we attempted to measure microwave attenuation caused by rocket exhaust plumes in a sea-level static firing test for a full-scale solid propellant rocket motor. The microwave attenuation level was calculated by a coupling simulation of the inviscid-frozen-flow computational fluid dynamics of an exhaust plume and detailed analysis of microwave transmissions by applying a frequency-dependent finite-difference time-domain method with the Drude dispersion model. The calculated microwave attenuation level agreed well with the experimental results, except in the case of interference downstream the Mach disk in the exhaust plume. It was concluded that the coupling estimation method based on the physics of the frozen plasma flow with Drude dispersion would be suitable for actual flight conditions, although the mixing and afterburning in the plume should be considered depending on the flow condition. (C) 2012 American Institute of Physics. [http://dx.doi.org/10.1063/1.4762857]

    DOI: 10.1063/1.4762857

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  84. Experimental investigation on thermochemical phenomena in SiFRP

    Hirai K.

    Advanced Composite Materials   21 巻 ( 5-6 ) 頁: 459 - 475   2012年10月

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

    This study focuses on understanding and modeling the physical phenomena that occur in degraded zones of silica-phenolic (SiFRP) materials under exposure to high-temperature gasses when applied to a liquid rocket engine (LRE) combustor. Although understanding and modeling these phenomena is considered essential in designing an LRE combustor, few studies on these fields can be found in the available literature. Basically, it is well known that when ablators are heated, a pyrolysis reaction proceeds in them, forming three distinct zones: a charred, a decomposed, and a virgin zone. The obtainable information for the thermal response of SiFRP in ground-firing tests is classified in two categories. The first category involves the equilibrium state characteristics after a long time has elapsed following burnout. This refers to the degraded thickness distribution, which reflects 3D information (the combustor's inner surface x the thickness direction) regarding the heat load distribution over the entire combustor's inner surface, owing to the highly insulating nature of SiFRP. The second category involves the transient characteristics of the propagation of the degraded zones in SiFRP, which can be detected using an ultrasonic testing (UT) method. In this paper, the progress of in-depth phenomena of SiFRP and their physical variations were intentionally studied. Our aim was to clarify and specify the quantitative threshold values of the interface points that characterize each degraded zone and the UT reflection point, and then express these values in terms of physical quantities that could appear in a numerical analysis.

    DOI: 10.1080/09243046.2012.743715

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  85. SiFRP加熱表面での物理現象の解明に関する実験研究

    平井 研一, 杵淵 紀世志, 紙田 徹

    日本複合材料学会誌 = Journal of the Japan Society for Composite Materials   38 巻 ( 5 ) 頁: 200 - 206   2012年9月

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  86. 15kW級DCアークジェットの作動特性

    木下昌洋, 杵淵紀世志, 中田大将, 細田聡史, 國中均

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   56th 巻   頁: ROMBUNNO.1J16   2012年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  87. SiFRP加熱表面での物理現象の解明に関する実験研究

    平井 研一, 杵淵 紀世志, 紙田 徹

    日本複合材料学会誌   38 巻 ( 5 ) 頁: 200 - 206   2012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 日本複合材料学会  

    This study focuses on the understanding and modeling of the physical phenomena occurring in the heated surface of Silica Phenolic (hereafter referred as SiFRP) under exposure to high temperature gases when applied to liquid rocket engine (LRE) combustor. Although the understanding and modeling of the phenomena is supposed to be essential in designing LRE combustor, the works done in this fields are seldom seen in open literatures. When we look at the inner surface of SiFRP combustor of LRE after ground firing tests, the signs of white streak, melting and recession are sometimes observed. In this research, the experimental characterization activities on the SiFRP surface phenomena are conducted, based on the various optical measurements (digital camera, SEM (scanning electron microscope), XRF (X-ray fluorescence), spectral reflectivity (wavelength: 400-700 nm)) for the heated samples, namely, the ones from arcjet heating tests under Air or N<sub>2</sub> stream conditions or the ones from SiFRP combustor after LRE.

    DOI: 10.6089/jscm.38.200

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  88. 軌道間輸送システムの構想と研究開発計画

    沖田耕一, 杵淵紀世志, 齊藤靖博, 長尾直樹, 山西伸宏, 國中均

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   56th 巻   頁: ROMBUNNO.3S12   2012年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  89. 軌道間輸送システムのミッション&技術ロードマップ

    齊藤靖博, 杵淵紀世志, 沖田耕一, 國中均

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   56th 巻   頁: ROMBUNNO.1J09   2012年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  90. 極低温軌道間輸送機(CPS)の実現に向けて―基幹ロケット上段推進系の発展構想―

    杵淵紀世志, 齊藤靖博, 山西伸宏, 更江渉, 沖田耕一, 谷直樹, 小林弘明, 姫野武洋, 青山太一, 北山治

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   56th 巻   頁: ROMBUNNO.1A04   2012年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  91. 推進薬管理技術の高度化へ向けた数値流体解析手法の研究

    姫野武洋, 杵淵紀世志, 沖田耕一, 谷直樹, 野中聡

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)   56th 巻   頁: ROMBUNNO.1H14   2012年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  92. Heat exchange and pressure drop enhanced by sloshing

    Himeno T.

    47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit 2011     2011年12月

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    掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)   出版者・発行元:47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit 2011  

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  93. 基幹ロケット推進系開発計画

    杵淵紀世志, 東伸幸, 更江渉, 沖田耕一, 谷直樹, 小林弘明, 八木下剛, 北山治, 姫野武洋

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM)   55th 巻   頁: ROMBUNNO.1S13   2011年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  94. Development of composite structures for launch vehicles

    Kinefuchi K.

    Nihon Kikai Gakkai Ronbunshu, A Hen/Transactions of the Japan Society of Mechanical Engineers, Part A   77 巻 ( 773 ) 頁: 81 - 89   2011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:Nihon Kikai Gakkai Ronbunshu, A Hen/Transactions of the Japan Society of Mechanical Engineers, Part A  

    資料番号: AC1000054000

    DOI: 10.1299/kikaia.77.81

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  95. Frequency-dependent FDTD simulation of the interaction of microwaves with rocket-plume

    Kinefuchi K.

    IEEE Transactions on Antennas and Propagation   58 巻 ( 10 ) 頁: 3282 - 3288   2010年10月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:IEEE Transactions on Antennas and Propagation  

    The ionized exhaust plumes of solid rocket motors may interfere with RF transmission under certain flight conditions. To understand the important physical processes involved, we measured microwave attenuation and phase delay due to the exhaust plume during sea-level static firing tests for a full-scale solid propellant rocket motor. The measured data were compared with the results of a detailed simulation performed using the frequency-dependent finite-difference time-domain (( FD)(2)TD) method. The numerically derived microwave attenuation was in good agreement with experimental data. The results revealed that either the line-of-sight microwave transmission through ionized plumes or the diffracted path around the exhaust plume mainly affects the received RF level, which depends on the magnitude of the plasma-RF interaction.

    DOI: 10.1109/TAP.2010.2055796

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  96. Experimental and numerical simulation study of liquid-propellant draining from rocket tanks

    Kinefuchi K.

    Journal of Spacecraft and Rockets   47 巻 ( 5 ) 頁: 860 - 863   2010年9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:Journal of Spacecraft and Rockets  

    DOI: 10.2514/1.48398

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  97. Experimental investigation on microwave interference in full-scale solid rocket exhaust

    Kinefuchi K.

    Journal of Spacecraft and Rockets   47 巻 ( 4 ) 頁: 627 - 633   2010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:Journal of Spacecraft and Rockets  

    Under certain conditions during rocket flight. ionized exhaust plumes from solid rocket motors may interfere with la transmission. To understand the relevant physical processes involved in this phenomenon, measurement of microwave attenuation and phase delay caused by rocket exhaust plumes was attempted in a sea-level static firing test for a full-scale solid propellant rocket motor. The measured data were analyzed by comparing them with simulation results for an exhaust plume flowfield. The results revealed that the change in the shock structure in the plume affects the microwave attenuation level, since it significantly affects the plasma density at the measuring location. When the plasma density in the plume is low, the microwaves can penetrate the plume. The plume plasma properties were successfully estimated for that situation in which the numerically calculated attenuation level agreed well with the experimental results. On the other hand, high-density plasma in the plume does not allow penetration. Therefore, microwaves bypass around the plume and the diffraction effect becomes dominant.

    DOI: 10.2514/1.48173

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  98. Development of L-605 Nozzle Extension

    MOTOGI Takayuki, MOTEKI Manabu, YOSHIDA Taiga, TATE Isao, KINEFUCHI Kiyoshi, KAMITA Toru, TORII Yoshihiro

    航空原動機・宇宙推進講演会講演集(CD−ROM)   50th 巻   頁: ROMBUNNO.AJCPP2010-116   2010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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  99. Experimental Investigation and Numerical Approach of Liquid propellant residual in Rocket Tank Bottom

    FUJIMURA Masanobu, YAMADA Keisuke, KINEFUCHI Kiyoshi, KAMITA Toru

    航空原動機・宇宙推進講演会講演集(CD−ROM)   50th 巻   頁: ROMBUNNO.AJCPP2010-118   2010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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  100. Numerical Prediction of Microwave-Rocket Plume Interaction

    KINEFUCHI Kiyoshi, FUNAKI Ikkoh, SHIMADA Toru, ABE Takashi

    航空原動機・宇宙推進講演会講演集(CD−ROM)   50th 巻   頁: ROMBUNNO.AJCPP2010-144   2010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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  101. Thermal Issues in the Design of Ablative Combustion Chamber of Liquid Rocket Engines

    HIRAI Kenichi, MATSUURA Yoshiki, KINEFUCHI Kiyoshi, KAMITA Toru

    航空原動機・宇宙推進講演会講演集(CD−ROM)   50th 巻   頁: ROMBUNNO.AJCPP2010-149   2010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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  102. Investigation of microwave attenuation by solid rocket exhausts

    Kiyoshi Kinefuchi, Ikkoh Funaki, Hiroyuki Ogawa, Teruo Kato, Sumitaka Tachikawa, Toru Shimada, Takashi Abe

    47th AIAA Aerospace Sciences Meeting including The New Horizons Forum and Aerospace Exposition     2009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)  

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  103. Investigation of microwave attenuation by solid rocket exhausts

    Kinefuchi K.

    47th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition   49th 巻   頁: B11   2009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:47th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition  

    DOI: 10.2514/6.2009-1386

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  104. 液体ロケットエンジンアブレータ燃焼室の設計手法の研究

    杵淵紀世志, 紙田徹, 平井研一

    航空原動機・宇宙推進講演会講演集(CD−ROM)   49th 巻   頁: A35   2009年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  105. Laser absorption velocimetry of plasma flow in two-dimensional magnetoplasmadynamic arcjet

    Kinefuchi K.

    Journal of Propulsion and Power   22 巻 ( 5 ) 頁: 1085 - 1090   2006年9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:Journal of Propulsion and Power  

    Experimental velocimetry in the discharge chamber of a two-dimensional magnetoplasmadynamic (MPD) arejet, fabricated for experimental internal flow measurement, was conducted to investigate the acceleration process for hydrogen propellant. In the experiment, we evaluated the neutral atom velocity and the temperature from the laser absorption spectroscopy using a tunable diode laser. The results using two types of anode, a flared-type anode and a converging-diverging (C-D)-type anode, were compared for the case with a discharge current of 13 kA and a mass-flow rate of 0.65 g/s. It was found that a large velocity slip between the ions and the neutrals prevented the acceleration of the neutral particles. This velocity slip is expected to reduce thrust performance because the flow with ion-neutral slip requires additional electric power compared to the flow without velocity slip. The velocity slip was reduced in the case of the C-D anode compared to the flared anode because of strong ion-neutral momentum coupling in the throat region of the C-D anode.

    DOI: 10.2514/1.17038

    Web of Science

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    CiNii Article

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  106. LE‐5Bエンジン起動特性の検討

    杵淵紀世志, 内海政春, 長谷川恵一, 沖田耕一, 真子弘泰, 恩河忠興

    日本航空宇宙学会北部支部講演会講演論文集   2006 巻   頁: 151-154   2006年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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  107. Laser absorption velocimetry of plasma flow in two-dimensional magnetoplasmadynamic arcjet

    Kinefuchi Kiyoshi, Funaki Ikkoh, Toki Kyoichiro

    JOURNAL OF PROPULSION AND POWER   22 巻 ( 5 ) 頁: 1085 - 1090   2006年

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    掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    Web of Science

  108. 2次元型MPDアークジェットの速度場と電力収支計測

    杵淵 紀世志, 船木 一幸, 都木 恭一郎, 清水 幸夫

    日本航空宇宙学会論文集 = Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences   53 巻 ( 616 ) 頁: 215 - 223   2005年5月

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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  

    Velocity and temperature measurements were conducted for a two-dimensional magnetoplasmadynamic arcjet with hydrogen propellant. To obtain the velocities of both atoms and ions, laser absorption spectroscopy was employed for atom, and time-of-flight technique was used for ions. In a quasi-steady operation at 13kA/0.65g/s, larger ions velocity (33km/s) than that of the atoms (13km/s) was found in the case of flared anode configuration, which implies that large mean free path between the ions and atoms prohibited momentum transfer from the ions to the neutral particles. This velocity difference was not observed in the case of converging-diverging anode, where the high-density plasma inside the discharge chamber enhances momentum transfer from ions to atoms. In addition to the velocity difference, diagnostics by probe methods revealed high ion temperature in comparison with that of electrons at the thruster exit. Using the velocities and temperatures together with the densities of each particle, energy flux of the magnetoplasmadynamic arcjet was discussed. The large energy deposition into thermal and internal energy modes near the thruster exit indicated a large amount of pressure energy that should be converted to velocity energy by an appropriate nozzle design to further improve the thrust performance.

    DOI: 10.2322/jjsass.53.215

    CiNii Article

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  109. LE-7A FTP Full Load Cold Run

    KINEFUCHI K, UCHIUMI M, INOUE M, HIRATA K

    航空原動機・宇宙推進講演会講演集(CD−ROM)   45th 巻   頁: 22033   2005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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  110. MPDアークジェットのプラズマ流れ場診断

    杵淵紀世志, 船木一幸, 清水幸夫, 都木恭一郎

    宇宙輸送シンポジウム 平成14年度     頁: 257-260   2003年

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    記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

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講演・口頭発表等 3

  1. Development and testing of a high-performance 3D printed inconel resistojet

    Coral G.

    Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC 

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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)  

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  2. Numerical simulation on liquid hydrogen chill-down process of vertical pipeline

    Umemura Y.

    AIAA Propulsion and Energy Forum and Exposition, 2019 

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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)  

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  3. Investigation of microwave attenuation by solid rocket exhausts

    Kinefuchi K.

    47th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition 

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    開催年月日: 2009年

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

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共同研究・競争的資金等の研究課題 1

  1. 高比推力・高推力を両立する高効率多層ヒータによる電熱型電気推進

    2020年07月 - 2021年03月

    2020年度宇宙工学委員会戦略的開発研究費 

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    資金種別:競争的資金

科研費 1

  1. ナノ秒パルス放電による超音速流れの剥離抑制に向けた渦生成と過熱機構の解明

    研究課題/研究課題番号:20H02350  2020年04月 - 2023年03月

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

    杵淵 紀世志

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    担当区分:研究代表者 

    配分額:18460000円 ( 直接経費:14200000円 、 間接経費:4260000円 )

    本研究では、超音速飛翔体や空気吸込エンジンの実現に向け、ナノ秒放電プラズマアクチュエータによる衝撃波・境界層干渉による剥離の抑制メカニズムを明らかにし、その実装に向け独自の基盤的貢献を果たす。超音速流中のナノ秒放電現象は、渦生成と流れの過熱の2つの主要メカニズムに支配される。前者は剥離を抑制するよう作用するが、後者は逆に剥離を促進する。これらの現象把握のため、超音速風洞内にナノ秒放電電極を配し、熱線流速計による渦生成の計測と、平行光レーザBOS法による流れの過熱の把握に取り組む。剥離抑制に影響するナノ秒放電電極の流れに対する配置との関係を整理し、基礎理論を構築して実用に資す。

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産業財産権 4

  1. 多層断熱材及びそれを用いた断熱方法

    宮北 健, 北本 和也, 杵淵 紀世志, 斎藤 雅規

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    出願人:国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構

    出願番号:特願2017-226987  出願日:2017年11月27日

    公開番号:特開2019-094016  公開日:2019年6月20日

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  2. 電熱ヒータ、噴射装置及び宇宙機

    杵淵 紀世志

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    出願人:国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構

    出願番号:特願2017-005844  出願日:2017年1月17日

    公開番号:特開2018-116803  公開日:2018年7月26日

    出願国:国内  

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  3. 宇宙航行体用の推進薬タンク及び宇宙航行体

    石川 佳太郎, 青山 太一, 杵淵 紀世志, 沖田 耕一, 更江 渉

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    出願人:三菱重工業株式会社

    出願番号:特願2015-074308  出願日:2015年3月31日

    公開番号:特開2016-193662  公開日:2016年11月17日

    出願国:国内  

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  4. 気液二相の流量計測方法及び二相流量計測装置

    小林 弘明, 田口 秀之, 杵淵 紀世志, 佐藤 哲也, 大平 勝秀

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    出願人:独立行政法人 宇宙航空研究開発機構, 国立大学法人東北大学

    出願番号:特願2013-111961  出願日:2013年5月28日

    公開番号:特開2014-232007  公開日:2014年12月11日

    出願国:国内  

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担当経験のある科目 (本学) 7

  1. 圧縮性流体力学

    2020

  2. 推進システム特論

    2020

  3. 航空宇宙推進工学

    2020

  4. 機械・航空宇宙工学序論

    2020

  5. 推進システム特論

    2019

  6. 航空宇宙推進工学

    2019

  7. 圧縮性流体力学

    2019

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担当経験のある科目 (本学以外) 2

  1. 将来型推進工学特論

    2020年12月 - 現在 室蘭工業大学)

  2. エネルギー科学とマネージメントⅢ

    2019年7月 - 現在 九州大学)