2024/09/25 更新

写真a

イトウヤマ　ノボル
伊東山　登
ITOYAMA Noboru
所属
未来材料・システム研究所 システム創成部門 助教
大学院担当
大学院工学研究科
職名
助教

学位 1

  1. 博士（工学） （ 2020年3月   東京大学 ） 

学位の先頭へ▲

研究キーワード 7

  1. 触媒工学

  2. 燃焼工学

  3. 宇宙推進工学

  4. 反応工学

  5. 分析化学

  6. 安全工学

  7. 流体力学

研究キーワードの先頭へ▲

研究分野 6

  1. フロンティア（航空・船舶） / 航空宇宙工学  / 推進工学

  2. ものづくり技術（機械・電気電子・化学工学） / 熱工学

  3. 社会基盤（土木・建築・防災） / 安全工学

  4. ものづくり技術（機械・電気電子・化学工学） / 反応工学、プロセスシステム工学

  5. ナノテク・材料 / エネルギー化学

  6. ナノテク・材料 / 分析化学  / 機器分析化学

▼全件表示

研究分野の先頭へ▲

現在の研究課題とSDGs 1

  1. 高エネルギ反応場の化学的制御

現在の研究課題とSDGsの先頭へ▲

経歴 4

  1. 名古屋大学 工学系研究科 航空宇宙工学専攻   助教

    2023年4月 - 現在

  2. 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

    2023年4月 - 現在

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

    2020年4月 - 2023年3月

    　 詳細を見る

    国名：日本国

  4. 日本学術振興会   特別研究員(DC2)

    2018年4月 - 2020年3月

    　 詳細を見る

    国名：日本国

経歴の先頭へ▲

学歴 1

  1. 東京大学   大学院工学系研究科   化学システム工学専攻

    2016年4月 - 2020年4月

    　 詳細を見る

    国名： 日本国

学歴の先頭へ▲

所属学協会 4

  1. American institute of aeronautics and astronautics

    2021年12月 - 現在

  2. 日本燃焼学会

    2020年4月 - 現在

  3. 日本航空宇宙学会

    2020年4月 - 現在

  4. 火薬学会

    2016年4月 - 現在

所属学協会の先頭へ▲

受賞 8

  1. 2022 AIAA Pressure Gain Combustion Best Paper Award

    2023年1月   AIAA Pressure Gain Commitee  

  2. 火薬学会秋季講演会 優秀講演賞

    2022年11月   火薬学会   高エネルギイオン液体のレーザ着火を応用したスラスタ概念と基礎作動特性

  3. 火薬学会 2022年度春季研究発表会 優秀講演賞

    2022年6月   一般社団法人火薬学会   レーザ輻射加熱による高エネルギーイオン液体推進薬の点火特性評価

  4. 2021年『美しい炎』の写真展 最優秀作品賞

    2021年12月   日本燃焼学会   世界初！デトネーションエンジン宇宙実証

    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, 山田和彦, 中尾達郎, 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, 観測ロケットS, 号機実験班

  5. 2020年 『美しい炎』の写真展 最優秀作品賞

    2020年12月   日本燃焼学会   デトネーションエンジン宇宙へ（Detonation Engine to Space）

    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

  6. 火薬学会 学会賞（奨励賞）

    2019年5月   一般社団法人火薬学会   Ir ベース触媒の有無によるHAN 分解ガスのMPI/TOF-MS によるリアルタイム分析に関する研究

    伊東山 登

  7. Best Poster Award on The 6th International Symposium on Energetic Materials and their Applications (ISEM2017)

    2017年11月   一般社団法人火薬学会  

  8. 火薬学会 2017年度春季研究発表会 優秀講演賞

    2017年5月   一般社団法人火薬学会   導電性液体推進薬の直接的着火エネルギー印加法の是非

    伊東山 登, 羽生 宏人

▼全件表示

受賞の先頭へ▲
 

論文 70

  1. Assessment of the sensitivity to detonation of the gaseous pyrolytic products formed during the thermal decomposition of ammonium dinitramide and its related ionic liquids 査読有り

    N. Itouyama, X. Huang, R. Mével, K. Matsuoka, J. Kasahara, H. Habu

    Shock Waves     2024年1月

    　詳細を見る

    担当区分：筆頭著者,　責任著者  

  2. Screening of effective catalysts for the ignition of high-energy ionic liquid propellants: Narrowing down of candidate catalysts and their investigation based on thermal analysis 査読有り

    Noboru Itouyama, Asato Wada, Hiroki Matsunaga, Jiro Kasahara, Hiroto Habu

    Science and Technology of Energetic Materials   84 巻 ( 3-4 ) 頁： 33 - 39   2023年10月

    　詳細を見る

    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）  

  3. Conceptual Design of Small-Sized Thruster Using Laser Ignition of High-Energy Monopropellant

    Noboru Itouyama, Asato Wada, Hiroto Habu, Yoshimichi Sago

    JOURNAL OF PROPULSION AND POWER   39 巻 ( 3 ) 頁： 416 - 425   2023年5月

    　詳細を見る

    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  

    Ammonium dinitramide (ADN)-based energetic ionic liquid propellants (ADN-EILPs) present considerable potential as monopropellants due to high energy density, high thermal/chemical stability, and low toxicity. Consequently, a chemical thruster system based on ADN-EILPs can be employed in the development of high-performance ultrasmall/small satellites. However, the characteristics of the ADN-EILPs present various problems in their ignition during the thruster development. To solve this problem, the authors have previously achieved the continuous-wave (CW) laser ignition of ADN-EILPs using laser absorbers composed of carbon wools. However, the conventional propellant injection of ADN-EILPs with carbon wool using high-pressure gas faces several limitations. Therefore, a propellant feed system suited for the ignition method is proposed here, as well as a conceptual model of a 0.5 U/0.5 N-class thruster operated by the CW laser ignition of ADN-EILPs (1U=100 x 100 x 100 mm). Additionally, an attempt is made to manufacture a laboratory model (LM) thruster, and its fundamental operation properties are determined. The future research implications of this study include the further observation of the combustion of the decomposed gas before its emission from the throat of the LM thruster, along with the further development of the propellant feeding system proposed in this study and the hot-fire tests performed for the feeding systems.

    DOI： 10.2514/1.B38880

    Web of Science

  4. Analysis of Dispersibility Effect of Carbon Additives on Ignitability of Ammonium-Dinitramide-Based Ionic Liquid Propellants Using Continuous Wave Laser Heating

    Noboru Itouyama, Hiroto Habu

    Combustion Science and Technology     2022年

    　詳細を見る

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

    Ammonium dinitramide-based ionic liquids (ADN-EILPs) are a promising alternative to hydrazine monopropellants. Continuous wave (CW) laser heating using carbon wools is an effective approach to attain the rapid ignition of ADN-EILPs. This study aims to verify the influence of the dispersibility of carbon additives in ADN-EILPs on their ignition. The investigation was performed by performing fluorescence microscopy of samples imitating the mixture of ADN-EILPs with carbon additives and CW laser ignition tests of ADN-EILPs with several yarn-lengths of carbon wools. Based on these results, the dispersity mechanism of carbon additives in ADN-EILPs is proposed, which indicates that the use of high-power laser is not an effective approach to ignite ADN-EILPs consisting of carbon additives with high dispersibility. During sample preparation for the ignition tests, it was verified that the difference in the length of carbon yarns affects the bulk density and morphology of the prepared samples, and dispersibility of carbons. The results of the ignition tests indicate that samples whose morphology altered into a liquid-like morphology cannot be ignited and the ones who retained their original one can be ignited. The physical distribution of the residue of samples with a liquid-like morphology, observed after the ignition tests, agrees with the discussion regarding the dispersibility mechanism of carbon additives, obtained through fluorescence microscopy. Moreover, for the samples exhibiting an ignition capacity, the bulk density of additives would be crucial to be considered to achieve the effective ignition.

    DOI： 10.1080/00102202.2022.2112954

    Web of Science

    Scopus

  5. Characterization of Continuous-Wave Laser Heating Ignition of Ammonium Dinitramide-Based Ionic Liquids with Carbon Fibers 査読有り

    Noboru Itouyama, Hiroki Matsunaga, Hiroto Habu

    PROPELLANTS EXPLOSIVES PYROTECHNICS   45 巻 ( 6 ) 頁： 988 - 996   2020年6月

    　詳細を見る

    記述言語：英語   掲載種別：研究論文（学術雑誌）   出版者・発行元：WILEY-V C H VERLAG GMBH  

    Ammonium dinitramide-based energetic ionic liquid propellants (ADN-EILPs) exhibit the advantages of high energy density, low toxicity, and handling safety, and are therefore promising monopropellants. Herein, we characterized the ignition of ADN-EILPs induced by CW laser heating in the presence of carbon fibers, clarifying the effect of laser power and suggesting that ignition reproducibility is influenced by the difference of ADN-EILP osmotic state in carbon fibers or carbon fiber configuration. The observed ignition behavior allowed one to conclude that (i) high-power CW laser heating causes the formation of bubbles on the surface, which disturbs further heating; and (ii) an Arrhenius-type relationship exists between ignition delay and heating rate, suggesting that the strategy of foreshortening ADN-EILP ignition delay by increasing CW laser power has certain limits.

    DOI： 10.1002/prep.201900352

    Web of Science

  6. Construction and validation of a detailed gas-phase chemical reaction model for ammonium-dinitramide based ionic liquids

    Noboru Itouyama, Yu-ichiro Izato, Atsumi Miyake, Hiroto Habu

    SCIENCE AND TECHNOLOGY OF ENERGETIC MATERIALS   81 巻 ( 2 ) 頁： 53 - 66   2020年

    　詳細を見る

    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 EXPLOSIVES SOC  

    Ammonium dinitramide (ADN)-based energetic ionic liquid propellants (ADN-EILPs) are promising monopropellants with high energy density, high thermal/chemical stability, and low toxicity. To predict the ignition and combustion characteristics of ADN-EILPs, this study aimed to construct a detailed reaction model of ADN-EILPs in the gas phase by combining conventional thermal decomposition models of the components in ADN-EILPs, the NO2 chain-growth reaction cycle, and additional reactions based on hydrogen abstraction between component species of ADN-EILPs and two radicals, NO2 and OH. The additional reactions were computed using quantum chemistry calculations. The structures of the reactants, products, and transition states were optimized at the omega B97XD/6-311G++(d,p) level of theory, and the total electron energies of these optimized structures were determined at the CBS-QB3 level. The simulated results with the constructed detailed chemical reaction model (EILPs-G-01 model) agreed with the experimental results at approximately 1.2 MPa. The EILPs-G-01 model revealed that the gas-phase combustion of ADN-EILPs has three reaction cycles depending on the radical-related reactions. Moreover, the EILPs-G-01 model clarifies the relationships between the pressure deflagration limit of ADN-EILPs and the weight ratio of methylamine nitrate in the ADN-EILPs.

    Web of Science

  7. Continuous-wave Laser Ignition of Non-solvent Ionic Liquids Based on High Energetic Salts with Carbon Additives

    Noboru Itouyama, Hiroto Habu

    PROPELLANTS EXPLOSIVES PYROTECHNICS   44 巻 ( 9 ) 頁： 1107 - 1118   2019年9月

    　詳細を見る

    記述言語：英語   掲載種別：研究論文（学術雑誌）   出版者・発行元：WILEY-V C H VERLAG GMBH  

    The ignition system for ammonium dinitramide-based non-solvent ionic liquids (ADN-EILPs) with a continuous-wave (CW) laser was investigated. The efficiency of conversion from CW laser power to ignition energy for ADN-EILPs is important, and carbon additives are expected to enhance the efficiency of conversion. The impact of additive shapes on ADN-EILP ignition by CW lasers is discussed herein by comparing the results of the ignition behavior observation using a high-speed infrared camera. The shapes of the carbon additives are of two different types: fine fiber mass, called carbon wool, and powder of graphite. The ignition delay of carbon wool mixed ADN-EILPs is shorter than that of the sample with graphite powder. The difference in these results might depend on the low dispersibility in ADN-EILPs of carbon wools and the presence of local heat spots owing to the CW laser. The addition of carbon wools in ADN-EILPs is expected to facilitate their ignition by CW laser heating.

    DOI： 10.1002/prep.201900063

    Web of Science

  8. Investigation for Ignition of ADN-based Ionic Liquid with Visible Pulse Laser

    Noboru ITOUYAMA, Hiroto HABU

    TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN   16 巻 ( 3 ) 頁： 291 - 298   2018年

    　詳細を見る

    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.16.291

  9. Real-time analysis of decomposed gas from HAN(aq.) with/without Ir-based catalyst by thruster-simulation/MPI/TOF-MS

    Noboru Itouyama, Totaro Imasaka, Keiichi Hori

    SCIENCE AND TECHNOLOGY OF ENERGETIC MATERIALS   79 巻 ( 3-4 ) 頁： 102 - 107   2018年

    　詳細を見る

    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 EXPLOSIVES SOC  

    Using multiphoton ionization/time-of-flight mass spectrometry, we evaluated the validity of the conventional mechanism for thermal decomposition of hydroxylammonium nitrate (HAN) and investigated the corresponding catalytic reaction to determine the decomposed gases in real time, through a pathway that models a real thruster. HAN with a hot catalyst can provide a low-toxicity, high-performance alternative to hydrazine for use in thruster systems. Our results show that the decomposition of HAN mostly follows the conventional model, but some further reactions need to be considered. We found that the catalyst facilitated the reaction of NH2OH with HONO in the catalytic reaction of HAN and propose a new decomposition pathway.

    Web of Science

  10. Nitrous Oxide/Ethanol Cylindrical Rotating Detonation Engine for Sounding Rocket Space Flight

    Kazuki Ishihara, Tomoki Sato, Tomoaki Kimura, Kosuke Nakajima, Kotaro Nakata, Noboru Itouyama, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Koichi Matsuyama, Jiro Kasahara, Hikaru Eguchi, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    Journal of Spacecraft and Rockets     頁： 1 - 11   2024年5月

    　詳細を見る

    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)  

    There are few experimental studies on rotating detonation engines (RDEs) with liquid propellants. This study reveals the static thrust performance of a cylindrical RDE with ethanol and liquid nitrous oxide as propellants under atmospheric pressure. This RDE had an inner diameter of 40 mm, a maximum combustor length of 230 mm, a nozzle contraction ratio of 1.7, and a nozzle expansion ratio of 9.1. Nineteen experiments were conducted at total mass flow rates of [Formula: see text], mixture ratios of 3.6–5.9, and combustion pressures of 0.35–0.46 MPa, resulting in a maximum detonation velocity of [Formula: see text] (approximately 80% of the theoretical detonation velocity, [Formula: see text]), maximum thrust at sea level of 294 N, and maximum specific impulse at sea level of 148 s. In addition, the maximum characteristic exhaust velocity, [Formula: see text], was [Formula: see text], which was 99% of the theoretical value. The characteristic length of the combustion chamber at this time was 0.15 m. Since conventional rocket combustion requires 1.57 m to achieve the same [Formula: see text] efficiency, this study shows that detonation combustion can reduce the combustor size by 88%.

    DOI： 10.2514/1.a35824

  11. Effect of Channel Expansion Angle near Injector Outlet on a Rotating Detonation Engine Performance 査読有り

    K. Nakajima, K. Matsuoka, N. Itouyama, J. Kasahara, A. Kawasaki, A. Matsuo

    Shock Waves     2024年3月

  12. Combustion Structure of a Cylindrical Rotating Detonation Engine with Liquid Ethanol and Nitrous Oxide 査読有り

    T. Sato, K. Nakata, K. Ishihara, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Kawasaki, D. Nakata, H. Eguchi, M. Uchiumi, A. Matsuo, I. Funaki

    Combustion and Flame     2024年3月

  13. 高エネルギーイオン液体を推進剤とする小型スラスタの宇宙実証

    松本 幸太郎, 伊東山 登, 松永 浩貴, 勝身 俊之, 塩田 謙人, 伊里 友一朗, 羽生 宏人

    観測ロケットシンポジウム2023 講演集     2024年2月

    　詳細を見る

    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)  

    レポート番号: Ⅲ-4

    CiNii Research

  14. Experimental demonstration on detonation initiation by laser ignition and shock focusing in elliptical cavity

    T. Sato, K. Matsuoka, A. Kawasaki, N. Itouyama, H. Watanabe, J. Kasahara

    Shock Waves     2024年1月

    　詳細を見る

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

    DOI： 10.1007/s00193-023-01151-4

    その他リンク： https://link.springer.com/article/10.1007/s00193-023-01151-4/fulltext.html

  15. ADN系イオン液体の電圧印加型燃焼器を用いた燃焼試験 査読有り

    大森稜介, 伊東山登, 塩田謙人, 伊里友一朗, 三宅淳巳

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会令和5年度研究成果報告書   JAXA-RR-23-005 巻   頁： 17 - 20   2024年1月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究論文（大学，研究機関等紀要）  

  16. 高エネルギーイオン液体推進剤を適用した化学スラスタの開発 査読有り

    松本幸太郎, 勝身俊之, 伊東山登, 松永浩貴, 羽生宏人

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会令和5年度研究成果報告書   JAXA-RR-23-005 巻   頁： 5 - 7   2024年1月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究論文（大学，研究機関等紀要）  

  17. 超小型衛星を見据えた高エネルギーイオン液体推進系の研究開発 査読有り

    松永浩貴, 伊東山登, 松本幸太郎, 塩田謙人, 伊里友一朗, 勝身俊之, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会令和5年度研究成果報告書   JAXA-RR-23-005 巻   頁： 1 - 5   2024年1月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究論文（大学，研究機関等紀要）  

  18. 画像処理に基づいた高粘性一液推進剤の微粒化現象の時空間分解 査読有り

    伊東山登, 佐藤寛, 伊藤尚義, 勝身俊之, 松岡健, 笠原次郎

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会令和5年度研究成果報告書   JAXA-RR-23-005 巻   頁： 9 - 12   2024年1月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究論文（大学，研究機関等紀要）  

  19. 電気浸透流ポンプの圧力ー流量特性評価及びスラスタへの応用検討

    長谷川 凌大, 鈴木 大登, 伊東山 登, 松岡 健, 笠原 次郎, 川﨑 央, 内田 圭亮

    令和5年度宇宙輸送シンポジウム: 講演集録     2024年1月

    　詳細を見る

    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)  

    レポート番号: STCP-2023-026

    CiNii Research

  20. The circumferential force on a cylindrical rotating detonation engine

    Satoru Sawada, Kazuki Ishihara, Noboru Itouyama, Hiroaki Watanabe, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    Proceedings of the Combustion Institute   40 巻 ( 1-4 ) 頁： 105490 - 105490   2024年

    　詳細を見る

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

    DOI： 10.1016/j.proci.2024.105490

  21. 「世界初！デトネーションエンジン宇宙実証」を語る—2021年最優秀作品賞受賞作品—

    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, 山田 和彦, 中尾 達郎, 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, 観測ロケットS-520-31号機実験班

    日本燃焼学会誌   65 巻 ( 214 ) 頁： 220 - 223   2023年11月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   出版者・発行元：一般社団法人 日本燃焼学会  

    DOI： 10.20619/jcombsj.65.214_220

    CiNii Research

  22. 低毒性宇宙推進系のためのイオン液体推進剤に関する研究

    勝身 俊之, 松永 浩貴, 伊東山 登, 松本 幸太郎, 塩田 謙人, 伊里 友一朗, 羽生 宏人, 三宅 淳巳

    日本燃焼学会誌   65 巻 ( 214 ) 頁： 233 - 238   2023年11月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   出版者・発行元：一般社団法人 日本燃焼学会  

    DOI： 10.20619/jcombsj.65.214_233

    CiNii Research

  23. 世界初！デトネーションエンジン宇宙実証」を語る—2021年最優秀作品賞受賞作品— 招待有り 査読有り

    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, 山田 和彦, 中尾 達郎, 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, 観測ロケットS, 号機実験班

    日本燃焼学会誌   65 巻 ( 214 ) 頁： 220 - 223   2023年10月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究論文（学術雑誌）  

  24. 低毒宇宙推進系のためのイオン液体推進剤に関する研究 招待有り 査読有り

    勝身俊之, 松永浩貴, 伊東山登, 松本幸太郎, 塩田謙人, 伊里友一朗, 羽生宏人, 三宅淳巳

    日本燃焼学会誌   65 巻 ( 214 ) 頁： 233 - 238   2023年10月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究論文（学術雑誌）  

  25. Lagrangian dispersion and averaging behind a two-dimensional gaseous detonation front

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

    Journal of Fluid Mechanics   968 巻   2023年8月

    　詳細を見る

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

    Two-dimensional numerical simulations with the particle tracking method were conducted to analyse the dispersion behind the detonation front and its mean structure. The mixtures were 2H$_2$–O$_2$–7Ar and 2H$_2$–O$_2$ of increased irregularity in ambient conditions. The detonation could be described as a two-scale phenomenon, especially for the unstable case. The first scale is related to the main heat release zone, and the second where some classical laws of turbulence remain relevant. The dispersion of the particles was promoted by the fluctuations of the leading shock and its curvature, the presence of the reaction front, and to a lesser extent transverse waves, jets and vortex motion. Indeed, the dispersion and the relative dispersion could be scaled using the reduced activation energy and the $\chi$ parameter, respectively, suggesting that the main mechanism driving the dispersion came from the one-dimensional leading shock fluctuations and heat release. The dispersion within the induction time scale was closely related to the cellular structure, particles accumulating along the trajectory of the triple points. Then, after a transient where the fading transverse waves and the vortical motions coming from jets and slip lines were present, the relative dispersion relaxed towards a Richardson–Obukhov regime, especially for the unstable case. Two new Lagrangian Favre average procedures for the gaseous detonation in the instantaneous shock frame were proposed and the mean profiles were compared with those from Eulerian procedure. The characteristic lengths for the detonation were similar, meaning that the Eulerian procedure gave the mean structure with a reasonable accuracy.

    DOI： 10.1017/jfm.2023.535

  26. Impact of mixture mass flux on hydrodynamic blockage ratio and mach number of rotating detonation combustor

    Tomoyuki Noda, Ken Matsuoka, Keisuke Goto, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo

    Acta Astronautica   207 巻   頁： 219 - 226   2023年3月

    　詳細を見る

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

    To analyze non-ideal phenomena, such as burned gas backflow and non-detonation combustion, which affect the rotating detonation wave Mach number, simultaneous self-luminous visualization, time-averaged static pressure, fluctuating pressure, and thrust measurements with gaseous ethylene and oxygen were performed. Consequently, by doubling the number density of the fuel injectors, the hydrodynamic blockage ratio at the oxidizer inlet increased approximately 1.7-fold under the same oxidizer inlet area conditions. This may be attributed to the increase in the detonation propagation Mach number owing to the enhanced mixing of fuel and oxidizer. The relationship between the parasitic combustion fraction in front of the rotating detonation wave and the Mach number was also investigated by using a distributed heat release model. Consequently, it was suggested that experimental Mach number decreased from approximately 4.1 to 2.8 with increase in a mixture mass flux, and the theoretical detonation wave propagation Mach number was 7.3.

    DOI： 10.1016/j.actaastro.2023.03.013

    Web of Science

  27. Thrust Performance of Converging Rotating Detonation Engine Compared with Steady Rocket Engine

    Kazuki Ishihara, Kentaro Yoneyama, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Kazuyuki Higashino

    Journal of Propulsion and Power   39 巻 ( 3 ) 頁： 1 - 11   2023年2月

    　詳細を見る

    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)  

    Rotating detonation engines (RDEs) have been actively researched around the world for application to next-generation aerospace propulsion systems because detonation combustion has theoretically higher thermal efficiency than conventional combustion. Moreover, because cylindrical RDEs have simpler combustors, further miniaturization of conventional combustors is expected. Therefore, in this study, with the aim of applying RDEs to space propulsion systems, a cylindrical RDE with a converging–diverging nozzle was manufactured; the combustor length [Formula: see text] was changed to 0, 10, 30, 50, and 200 mm; and the thrust performance and combustion mode with the different combustor lengths were compared. As a result, four combustion modes were confirmed. Detonation combustion occurred with a combustor length of [Formula: see text]: that is, a converging rotating detonation engine. The thrust performance of this engine was 94 to 100% of the theoretical rocket thrust performance, which is equivalent to the thrust performance of conventional rocket combustion generated at [Formula: see text]. This study shows that detonation combustion can significantly reduce engine weight while maintaining thrust performance.

    DOI： 10.2514/1.b38784

    Web of Science

  28. Visualization and Performance Evaluation of a Liquid-Ethanol Cylindrical Rotating Detonation Combustor

    Kazuki ISHIHARA, Kentaro YONEYAMA, Tomoki SATO, Hiroaki WATANABE, Noboru ITOUYAMA, Akira KAWASAKI, Ken MATSUOKA, Jiro KASAHARA, Akiko MATSUO, Ikkoh FUNAKI

    TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES   66 巻 ( 2 ) 頁： 46 - 58   2023年

    　詳細を見る

    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  

    Rotating detonation combustors (RDCs) are among the combustors that use supersonic combustion waves known as detonation waves, and are expected to simplify engine systems and improve thermal efficiency due to their supersonic combustion and compression performance using shock waves. Research is also being actively conducted worldwide on a cylindrical RDC; a RDC without an inner cylinder, which is expected to simplify and downsize the combustor. However, most of the research was performed using gas propellants, and liquid propellants were rarely used. Since liquid propellants are used in many combustors, it is important to evaluate the performance of RDCs with liquid propellants. In this study, a cylindrical RDC with a liquid ethanol-gas oxygen mixture was constructed and tested at a flow rate of 31.5 +/- 5.0 g/s, an equivalence ratio of 0.46-1.39, and a back pressure of 14.5 +/- 2.5 kPa. The thrust was shown to depend strongly on the combustor bottom pressure history. In addition, the start-up process of the cylindrical RDC with liquid fuel was clarified by self-luminous and CH+ radical visualizations. It was found that the detonation wavefront propagated at a distance of 2-3 mm from the combustor bottom, and the main combustion region was 10-15 mm in height.

    DOI： 10.2322/tjsass.66.46

    Web of Science

  29. 超小型推進系への適用を見据えた高エネルギーイオン液体推進剤の合成および推進システムの研究開発 査読有り

    伊東山 登

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会: 令和4年度研究成果報告書   JAXA-RR-22-006 巻   頁： 1 - 5   2023年

    　詳細を見る

  30. 超小型推進系への適用を見据えた高エネルギーイオン液体推進剤の合成および推進システムの研究開発 査読有り

    松永浩貴, 伊東山登, 松本幸太郎, 塩田謙人, 伊里友一朗, 勝身俊之, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web)   JAXA-RR-22-006 巻 ( 22-006 ) 頁： 1 - 6   2023年

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究論文（大学，研究機関等紀要）  

    J-GLOBAL

  31. 高エネルギイオン液体推進剤を用いたレーザ輻射加熱点火式小型スラスタの基礎動作特性の実験評価

    伊東山登, 羽生宏人, 笠原次郎

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web)   ( 22-006 )   2023年

    　詳細を見る

  32. 電圧印加時におけるADN系イオン液体の可視化および温度・電流同時測定

    久保田悠斗, 大森稜介, 伊東山登, 塩田謙人, 伊里友一朗, 三宅淳巳

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web)   ( 22-006 )   2023年

    　詳細を見る

  33. 観測ロケットS-520-31号機によるデトネーションエンジン作動実証プロジェクトの総括

    松岡健, 後藤啓介, BUYAKOFU Valentin, 松山行一, 川崎央, 伊東山登, 渡部広吾輝, 石原一輝, 野田朋之, 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, 竹内伸介, 荒川聡, 増田純一, 前原健次, 中尾達郎, 山田和彦

    日本航空宇宙学会誌   70 巻 ( 11 ) 頁： 224 - 233   2022年11月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   出版者・発行元：一般社団法人 日本航空宇宙学会  

    2021年7月27日早朝5：30，JAXA内之浦宇宙空間観測所からデトネーションエンジンシステムを搭載した観測ロケットS-520-31号機が打ち上げられた．高度約200kmにてメタン–酸素推進剤による回転デトネーションエンジン（RDE）の6秒間作動およびパルスデトネーションエンジン（PDE）の2Hz作動を実施した．取得されたフライトデータから，RDE作動で時間平均推力518N，比推力290±18sおよび速度増速量8.0m/sを達成した．PDE作動では1サイクル当たりの圧力時間積分値が5％以内の高精度での繰り返しインパルス生成およびロケット機軸周りのスピンレート減少が確認された．本結果は，地上燃焼試験データとよく一致し，宇宙空間でのデトネーションエンジン作動が実証された．デトネーション波の判定に用いた圧力・加速度センサの高速サンプリングデータおよびRDEプルーム撮影用のデジタルカメラ画像は，JAXA/ISASで開発された再突入データ回収システムRATSにて回収することに成功した．

    DOI： 10.14822/kjsass.70.11_224

    CiNii Research

    J-GLOBAL

  34. Experimental investigation of inner flow of a throatless diverging rotating detonation engine

    Kotaro Nakata, Kazuki Ishihara, Keisuke Goto, Noboru Itouyama, Hiroaki Watanabe, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Kazuyuki Higashino, James Braun, Terrence Meyer, Guillermo Paniagua

    Proceedings of the Combustion Institute     2022年11月

    　詳細を見る

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

    DOI： 10.1016/j.proci.2022.08.089

  35. Experimental study on detonation-diffraction reflection point distances in hydrogen and gaseous hydrocarbon reactive systems 査読有り

    Han Sun, Akira Kawasaki, Noboru Itouyama, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara

    Combustion and Flame   245 巻   2022年11月

    　詳細を見る

    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  

    In this study, the critical conditions of diffracted detonation waves expressed in terms of reflection point distances in Kawasaki and Kasahara (2020) were investigated for a wider range of fuel-oxidizer mixtures. In H-2/O-2, C2H2/O-2, C2H4/O-2, C2H6/O-2, C3H6/O-2, C2H6/N2O, and C3H6/N2O mixtures, these mixtures are used to measure the reflection point distance through the modification of the initial pressure and equivalence ratio of the mixture at room temperature. Moreover, the critical ideal reflection point distance divided by the channel width, which this dimensionless parameter was identified in the critical condition region of detonation diffraction. The results revealed that this region was in the range of 3.8 +/- 0.8 for all investigated mixtures even though the equivalence ratio varied. The parameter l(r,i) p(0) is the product of the ideal reflection point distance and the initial pressure, which is proportional to the energy (work) per unit area required for re-initiation. The larger the product of the reflection point distance and the initial pressure, the more difficult the mixture is to re-initiate, and the inverse of this parameter represents the ease of re-initiation, which can be considered an index of detonability. Detonability, which is the objective of clarification in this study, was found to have the order C2H2/O-2 > C2H4/O-2 > C3H6/O-2 > C2H6/O-2 > H-2/O-2 in the vicinity of the stoichiometric ratio, which is similar to the case using Matsui and Lee's critical initiation energy. (C) 2022 The Combustion Institute. Published by Elsevier Inc. All rights reserved.

    DOI： 10.1016/j.combustflame.2022.112329

    Web of Science

    Scopus

  36. Space Flight Demonstration of Rotating Detonation Engine Using Sounding Rocket S-520-31 査読有り

    Keisuke Goto, Ken Matsuoka, Koichi Matsuyama, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Kazuki Ishihara, Valentin Buyakofu, Tomoyuki Noda, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    Journal of Spacecraft and Rockets   60 巻 ( 1 ) 頁： 273 - 285   2022年10月

    　詳細を見る

    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)  

    To create a new flyable detonation propulsion system, a detonation engine system (DES) that can be stowed in sounding rocket S-520-31 has been developed. This paper focused on the first flight demonstration in the space environment of a DES-integrated rotating detonation engine (RDE) using S-520-31. The flight result was compared with ground-test data to validate its performance. In the flight experiment, the stable combustion of the annulus RDE with a plug-shaped inner nozzle was observed by onboard digital and analog cameras. With a time-averaged mass flow of [Formula: see text] and an equivalence ratio of [Formula: see text], the RDE generated a time-averaged thrust of 518 N and a specific impulse of [Formula: see text], which is almost identical to the ideal value of constant pressure combustion. Due to the RDE combustion, the angular velocity increased by [Formula: see text] in total, and the time-averaged torque from the rotational component of the exhaust during 6 s of operation was [Formula: see text]. The high-frequency sampling data identified the detonation frequency during the recorded time as 20 kHz in the flight, which was confirmed by the DES ground test through high-frequency sampling data analysis and high-speed video imaging.

    DOI： 10.2514/1.a35401

    Web of Science

  37. Flight Demonstration of Pulse Detonation Engine Using Sounding Rocket S-520-31 in Space

    Valentin Buyakofu, Ken Matsuoka, Koichi Matsuyama, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Keisuke Goto, Kazuki Ishihara, Tomoyuki Noda, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    Journal of Spacecraft and Rockets     頁： 1 - 9   2022年9月

    　詳細を見る

    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)  

    A detonation engine system is successfully demonstrated for the first time in space using sounding rocket S-520-31 of the Japan Aerospace Exploration Agency/Institute of Space Astronautical Science. Detailed flight results of an S-shaped pulse detonation engine (PDE) installed in the rocket are presented herein. The flight is conducted to confirm that the PDE and its system operate at scheduled sequences in space, confirm the reproducibility of the PDE cycle, and despin the rocket around its axis. It is confirmed that the PDE operated successfully for 14 cycles in space. The experimental plateau pressure of 2.0 +/- 0.1MPa is 80 +/- 3% of the calculated plateau pressure, which suggests that detonation occurred in 14 cycles. The pressure profiles of the cycles are similar, and the pressure integrals are 2.0 +/- 0.1kN.s/m2, confirming the excellent reproducibility of the PDE cycle. A probability statistical approach assuming a Gaussian distribution is applied to determine the average angular acceleration difference between processes of the PDE operation, mixture supply, and oxygen supply. The results suggested that the PDE despun the rocket via the thrust produced via detonation combustion, which is consistent with a quasi-steady-state model with an accuracy of 101 +/- 15%.

    DOI： 10.2514/1.a35394

    Web of Science

  38. Supersonic Exhaust from a Rotating Detonation Engine with Throatless Diverging Channel

    Kotaro Nakata, Kosei Ota, Shiro Ito, Kazuki Ishihara, Keisuke Goto, Noboru Itouyama, Hiroaki Watanabe, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Kazuyuki Higashino, James Braun, Terrence Meyer, Guillermo Paniagua

    AIAA Journal   60 巻 ( 7 ) 頁： 1 - 9   2022年3月

    　詳細を見る

    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)  

    Converging-diverging nozzles are common in rocket engine systems to increase the exhaust velocity and improve thrust performance. In this study, we focused on the acceleration of subsonic burned gas without a structural throat via detonation to realize a simple and compact engine. We developed and tested a rotating detonation engine (RDE) without a throat and with a diverging channel (constant diverging angle alpha=5 deg). Gaseous C2H4 and O-2 were used as the propellants, and the mass flow rate ranged from 62 to 134 g/s in the combustion tests under low back-pressure conditions. We measured pressure and thrust, as well as high-speed imaging of self-luminescence of the combustion and imaging of the exhaust plume. The pressure at the exit was less than one-fifth of the maximum pressure in the RDE, significantly below the value for a sonic flow. The results suggested that the exhaust flow was supersonic, with values up to Mach 1.7, without the need of a converging section within the engine. In addition to the estimated Mach number from the measured pressure, the exhaust plume images coherently indicated the existence of supersonic exhaust.

    DOI： 10.2514/1.j061300

    Web of Science

  39. Investigation of reflective shuttling detonation cycle by schlieren and chemiluminescence photography

    Tomoya Taguchi, Masato Yamaguchi, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Jiro Kasahara

    Combustion and Flame   236 巻   頁： 111826 - 111826   2022年2月

    　詳細を見る

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

    A reflective shuttling detention combustor (RSDC) is a two-dimensional combustor with two reflection walls. Unlike a rotating detonation combustor (RDC), an RSDC can visualize the entire area of the combustor via an optical technique. In addition, the RSDC can reproduce the counter-rotating detonation mode in RDC. In present study, CH * luminescence and schlieren image were observed to investigate the dynamics of the RSDC. The reflective wall distance was set to 45 mm (Type L ) and 25 mm (Type S ). As the results, the wave speed of 1226 +/- 64 m / s in the single wave mode in Type S was 76% of that in Type L . It was found that the detonation propagation speed decreased with a reduction in the reflection wall distance. Superimposing the luminescence images on the schlieren images revealed that the mixture was mainly burned by deflagration behind shock wave. In addition, the experimental mixture fill height was in good agreement with model in which the mixture filling process was temporarily stopped by detonation and refilled at a constant speed. Using the maximum fill height obtained by the model, it was found that the detonation mode was in the region of 3 +/- 0 . 6 of the dimensionless quantity (the reflection wall distance divided by the wave number and maximum value of the mixture fill height). (c) 2021 The Combustion Institute. Published by Elsevier Inc. All rights reserved.

    DOI： 10.1016/j.combustflame.2021.111826

    Web of Science

  40. Flight Demonstration of Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: Flight Path and Attitude

    Hiroaki Watanabe, Koichi Matsuyama, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Noboru Itouyama, Keisuke Goto, Kazuki Ishihara, Valentin Buyakofu, Tomoyuki Noda, Shiro Ito, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    AIAA SCITECH 2022 Forum     2022年1月

    　詳細を見る

    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：American Institute of Aeronautics and Astronautics  

    DOI： 10.2514/6.2022-0231

  41. Development of an S-Shaped Pulse Detonation Engine for a Sounding Rocket

    Valentin Buyakofu, Ken Matsuoka, Koichi Matsuyama, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Keisuke Goto, Kazuki Ishihara, Tomoyuki Noda, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara

    Journal of Spacecraft and Rockets   59 巻 ( 3 ) 頁： 1 - 11   2022年1月

    　詳細を見る

    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)  

    This paper presents the results of an S-shaped pulse detonation engine (PDE) ground firing test in the form of a detonation engine system. The world's first technology demonstration of PDE in space using a sounding rocket is planned, and the aim is to control the rocket spin rate in the axial direction using pulsed detonation. The PDE operation at full sequence was successful. The despin rate change of the rocket between continuous oxygen supply and successful PDE operation is expected to be 0.95 deg/s per run. This change in despin rate can be measured by an onboard gyro sensor, making the system flyable. The test results were compared with data from thrust measurement tests conducted in a laboratory, the results of which confirmed the thrust generation under an ambient pressure of 0.5 & PLUSMN;0.1 kPa. The average thrust values in the thrust measurement experiments showed good agreement of 101 & PLUSMN;3% with a quasi-steady-state model introduced to predict the PDE thrust. These results demonstrate the feasibility of the newly developed PDE and its system as the world's first technology demonstration of detonation propulsion in space.

    DOI： 10.2514/1.a35200

    Web of Science

  42. Flight Demonstration of Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: System Design

    Akira Kawasaki, Koichi Matsuyama, Ken Matsuoka, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Keisuke Goto, Kazuki Ishihara, Valentin Buyakofu, Tomoyuki Noda, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    AIAA SCITECH 2022 Forum     2022年1月

    　詳細を見る

    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：American Institute of Aeronautics and Astronautics  

    DOI： 10.2514/6.2022-0229

  43. Flight Demonstration of Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: Performance of Rotating Detonation Engine

    Keisuke Goto, Ken Matsuoka, Koichi Matsuyama, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Kazuki Ishihara, Valentin Buyakofu, Tomoyuki Noda, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    AIAA SCITECH 2022 Forum     2022年1月

    　詳細を見る

    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：American Institute of Aeronautics and Astronautics  

    DOI： 10.2514/6.2022-0232

  44. Flight Demonstration of Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: Performance of Pulse Detonation Engine

    Valentin Buyakofu, Ken Matsuoka, Koichi Matsuyama, Keisuke Goto, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Kazuki Ishihara, Tomoyuki Noda, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    AIAA SCITECH 2022 Forum     2022年1月

    　詳細を見る

    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：American Institute of Aeronautics and Astronautics  

    DOI： 10.2514/6.2022-0233

  45. Flight Demonstration of Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: History from Development to Flight

    Noboru Itouyama, Koichi Matsuyama, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Keisuke Goto, Kazuki Ishihara, Valentin Buyakofu, Tomoyuki Noda, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Ikkoh Funaki, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    AIAA SCITECH 2022 Forum     2022年1月

    　詳細を見る

    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：American Institute of Aeronautics and Astronautics  

    DOI： 10.2514/6.2022-0230

  46. 高エネルギイオン液体推進剤の小型スラスタ概念設計 査読有り

    伊東山 登

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会: 令和3年度研究成果報告書   JAXA-RR-21-002 巻   頁： 6 - 8   2022年

    　詳細を見る

  47. 超小型推進系への利用を見据えた高エネルギーイオン液体の研究

    伊東山 登

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会: 令和3年度研究成果報告書   JAXA-RR-21-002 巻   頁： 1 - 5   2022年

    　詳細を見る

  48. Experimental Clarification on Detonation Phenomena of Liquid Ethanol Rotating Detonation Combustor

    Kentaro Yoneyama, Kazuki Ishihara, Shiro Ito, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    AIAA Science and Technology Forum and Exposition, AIAA SciTech Forum 2022     2022年

    　詳細を見る

    掲載種別：研究論文（国際会議プロシーディングス）  

    Rotating detonation combustion was successfully tested for liquid ethanol and gaseous oxygen heterogeneous mixture in a cylindrical combustor for the first time. The rotating detonation combustor (RDC) we operated has a diameter of 20 mm and variable lengths of 60, 210 mm. Pure ethanol and industrial ethanol were selected as liquid fuels. Under the conditions of ethanol and oxygen mass flow rate of 26-40 g/s, equivalence ratio of 0.4-1.7, and backpressure of 10-17 kPa, we confirmed detonation combustion and deflagration combustion. In detonation combustion, as the ethanol manifold supply temperature increases, the detonation propagation speeds, and luminance of combustion were enhanced. It is possible to say enhanced evaporation behavior resulted in stable detonation and showed high peaks in luminance value. Utilizing the control surface method to evaluate experimental thrust, estimated thrust showed good agreement with experimental thrust. For liquid-fueled cylindrical RDCs, the control surface methods can also be used to evaluate thrust.

    DOI： 10.2514/6.2022-1454

    Scopus

  49. 高エネルギイオン液体推進剤を用いたレーザ輻射加熱点火式小型スラスタの基礎動作特性の実験評価 査読有り

    伊東山 登

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会: 令和4年度研究成果報告書   JAXA-RR-22-006 巻   頁： 7 - 9   2022年

    　詳細を見る

  50. 電圧印加時におけるADN系イオン液体の可視化および温度・電流同時測定 査読有り

    伊東山 登

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会: 令和4年度研究成果報告書   JAXA-RR-22-006 巻   頁： 11 - 14   2022年

    　詳細を見る

  51. Experimental Research on Thrust Performance of Rotating Detonation Engine with Liquid Ethanol and Gaseous Oxygen

    Tomoki Sato, Kazuki Ishihara, Kentaro Yoneyama, Shiro Ito, Noboru Itouyama, Hiroaki Watanabe, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    AIAA AVIATION 2022 Forum     2022年

    　詳細を見る

    掲載種別：研究論文（国際会議プロシーディングス）  

    Rotating detonation combustor (RDC) is one of the combustors using detonation waves, which are hypersonic combustion waves, and is expected to simplify the system and improve thermal efficiency due to their hypersonic combustion and compression performance by shock waves. Most of these studies use gas propellants, and liquid propellants are rarely used. Since liquid propellants are used in many combustors such as aircraft engines, it is important to evaluate the performance of RDC with liquid propellants. In this study, a cylindrical RDC, which is an RDC without inner cylinder, with a liquid ethanol and gaseous oxygen was tested at a mass flow rate of 31.3 ± 3.2 g/s, an equivalent ratio of 0.46-1.42 ± 0.12, a back pressure of 13.2 ± 0.9 kPa, and fuel injector with 24×φ0.2 or 6×φ0.4 to evaluate the performance and visualize the inside of the combustion chamber. As a result, when fuel injector was 24×φ0.2, detonation waves were observed, and high propagation velocity and high thrust performance were achieved. From the internal self-luminous and CH* radicals visualization from side wall, a circumferential DDT (deflagration to detonation transition) was observed. In addition, it was found that the detonation wave lifted about 2-3 mm from the combustor bottom, the main combustion region was occurred at 20 mm from the bottom, and the combustion region, including the main combustion region, requires about 50-70 mm from the bottom, which is correlated with the internal pressure, brightness distributions, and the image of acrylic damage. When fuel injector was 6×φ0.4, transition of detonation wave was not observed. The deflagration wave lifted about 10 mm, main combustion occurred up to 45 mm, and partial combustion continued to more downstream compared to detonation combustion. Acrylic damage began to occur downstream from the area with the highest pressure and brightness.

    DOI： 10.2514/6.2022-4143

    Scopus

  52. 超小型推進系への利用を見据えた高エネルギーイオン液体の研究

    松永浩貴, 伊東山登, 松本幸太郎, 塩田謙人, 伊里友一朗, 勝身俊之, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web)   ( 21-002 )   2022年

    　詳細を見る

  53. 高エネルギイオン液体推進剤の小型スラスタ概念設計

    伊東山登, 和田明哲, 羽生宏人

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web)   ( 21-002 )   2022年

    　詳細を見る

  54. Experimental Study on Truncated Conical Rotating Detonation Engine with Diverging Flows

    Kotaro Nakata, Kosei Ota, Shiro Ito, Kazuki Ishihara, Keisuke Goto, Noboru Itouyama, Hiroaki Watanabe, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    AIAA Propulsion and Energy 2021 Forum     2021年8月

    　詳細を見る

    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：American Institute of Aeronautics and Astronautics  

    DOI： 10.2514/6.2021-3657

  55. Study of Cylindrical Rotating Detonation Engine with Propellant Injection Cooling System

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

    AIAA Propulsion and Energy 2021 Forum   38 巻 ( 3 ) 頁： 410 - 420   2021年8月

    　詳細を見る

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

    A cylindrical rotating detonation engine (24 mm diameter) with multiple injector holes on the combustor side wall for both propellant injection and cooling by injector gas flow was designed and tested. As each set of injectors created its own detonations, the synchronized detonation waves propagated along the three injector rows. From the axial view, those detonation combustion regions stood off from the injector surface as the non-well-mixed propellant existed between the wall and the combustion zone. This combustion region tended to broaden in lateral and radial directions as the mass flow rate increased by pushing its region with the injected propellant. Wall heat flux and heat balance were evaluated by a one-dimensional unsteady heat transfer model with propellant injection cooling. Even when the flow rate was doubled, the increase in the wall heat flux was only 18-25%. This heat trend and the image of standoff self-chemiluminescence from the injector surface implied that a non-well-mixed unburned propellant acted as a heat-reduction layer to ease heat load into the combustor. Measurements and thermal analysis verified the flow structure near the injector and heat-exchange mechanism due to the propellant gas flow, which has a potential for thermal steady operation.

    DOI： 10.2514/6.2021-3650

    Web of Science

  56. 将来宇宙利用に向けた高エネルギーイオン液体推進剤の研究 査読有り

    松永浩貴, 伊東山登, 塩田謙人, 伊里友一朗, 勝身俊之, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会令和2年度研究成果報告書   JAXA-RR-20-007 巻 ( 20-007 ) 頁： 1 - 4   2021年2月

    　詳細を見る

  57. 高エネルギー物質の気相爆轟に関する基礎検証 査読有り

    伊東山登

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会令和2年度研究成果報告書   JAXA-RR-20-007 巻   頁： 30 - 32   2021年2月

    　詳細を見る

    担当区分：筆頭著者   記述言語：日本語  

  58. 超小型探査機搭載に向けた革新的超小型推進系技術に関する研究 査読有り

    和田 明哲, 渡邊 裕樹, 伊東山 登, 月崎 竜童, 池田 知行, 飯塚 俊明, 佐原 宏典, 各務 聡, 松永 浩貴, 伊里 友一朗, 塩田 謙人, 松本 幸太郎, 勝身 俊之, 三宅 淳巳, 笠原 次郎, 志田 真樹, 船瀬 龍, 船木 一幸, 羽生 宏人

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告：将来深宇宙探査に向けた革新的超小型推進系研究グループ 2020年度研究成果報告書   JAXA-RR-20-008 巻 ( 20-008 ) 頁： 1 - 5   2021年2月

    　詳細を見る

    掲載種別：研究論文（研究会，シンポジウム資料等）  

    J-GLOBAL

  59. 将来宇宙利用に向けた高エネルギーイオン液体推進剤の研究 査読有り

    伊東山 登

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会令和2年度研究成果報告書   JAXA-RR-20-007 巻   頁： 1 - 10   2021年

    　詳細を見る

  60. 超小型探査機搭載に向けた革新的超小型推進系技術に関する研究 査読有り

    伊東山 登

    将来深宇宙探査に向けた革新的超小型推進系研究グループ 2020年度研究成果報告書   JAXA-RR-20-008 巻   頁： 1 - 5   2021年

    　詳細を見る

  61. 高エネルギー物質の気相爆轟に関する基礎検証 査読有り

    伊東山 登

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会令和2年度研究成果報告書   JAXA-RR-20-007 巻   頁： 30 - 32   2021年

    　詳細を見る

  62. CWレーザ加熱されたカーボン吸光材の液中分散評価 査読有り

    伊東山登, 羽生宏人

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会令和元年度研究成果報告書   JAXA-RR-19-003 巻 ( 19-003 ) 頁： 23 - 26   2020年2月

    　詳細を見る

    担当区分：筆頭著者  

    J-GLOBAL

  63. 高エネルギーイオン液体推進剤の点火システムの研究開発 査読有り

    松永浩貴, 伊東山登, 和田明哲, 松本幸太郎, 塩田謙人, 伊里友一朗, 勝身俊之, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会令和元年度研究成果報告書   JAXA-RR-19-003 巻 ( 19-003 ) 頁： 1 - 10   2020年2月

    　詳細を見る

  64. 超小型宇宙機搭載に向けた一液式推進系のトレードオフ評価 査読有り

    和田明哲, 伊東山登, 羽生宏人

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告: 高エネルギー物質研究会令和元年度研究成果報告書   JAXA-RR-19-003 巻 ( 19-003 ) 頁： 11 - 16   2020年2月

    　詳細を見る

  65. カーボン吸光/CWレーザ加熱法によるADN-EILPsの着火性評価

    伊東山登, 伊東山登, 羽生宏人

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web)   ( 18-006 )   2019年

    　詳細を見る

  66. 高エネルギーイオン液体推進剤およびレーザー点火を用いた次世代スラスタの研究開発

    松永浩貴, 伊東山登, 塩田謙人, 伊里友一朗, 伊里友一朗, 勝身俊之, 羽生宏人, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web)   ( 18-006 )   2019年

    　詳細を見る

  67. 気相領域におけるイオン性液体推進薬の化学反応モデル構築

    伊東山登, 伊東山登, 伊里友一朗, 伊里友一朗, 三宅淳巳, 三宅淳巳, 羽生宏人

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web)   ( 18-006 )   2019年

    　詳細を見る

  68. 速度論的理論計算によるイオン性液体推進薬の組成評価

    伊東山登, 伊里友一朗, 伊里友一朗, 三宅淳巳, 羽生宏人

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web)   ( 17-008 )   2018年

    　詳細を見る

  69. ADNを基剤とした非溶媒系イオン液体のパルスレーザー点火検討

    伊東山登, 羽生宏人

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web)   ( 16-006 )   2017年

    　詳細を見る

  70. 導電性を有するイオン液体推進薬の電気的点火についての研究

    伊東山登, 羽生宏人

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web)   ( 16-006 )   2017年

    　詳細を見る

▼全件表示

論文の先頭へ▲

MISC 96

  1. 反射往復デトネーション燃焼器における不均一混合気中を伝播するデトネー ション波の挙動に関する可視化実験

    井上晴菜, 川崎央, 永岡祐, 伊東山登, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    第63回航空原動機・宇宙推進講演会3D06 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  2. シングルピントルインジェクタを有する回転デトネーションエンジンに関する実験的研究

    大山竜生, 高木淳, 佐藤寛, 伊東山登, 松岡健, 笠原次郎  

    2023年度衝撃波シンポジウム2C1-2 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  3. 燃焼器底部拡大角が回転デトネーション波伝播構造に与える影響

    松岡健, 中島滉介, 佐和田拓史, 伊東山登, 笠原次郎, 川﨑央, 松尾亜紀子  

    第63回航空原動機・宇宙推進講演会2D19 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  4. 液体推進剤デトネーションエンジンシステムの宇宙作動実証に向けたBBM試験

    川﨑央, 中田耕太郎, 佐藤寛, 澤田 悟, 工藤祐介, 鈴木大登, 伊東山登, 松岡 健, 松山行一, 笠原次郎, 中田大将, 奈女良実央, 江口光, 内海政春, 松尾亜紀子, 船木一幸, 中村秀一, 東野和幸, 平嶋秀俊  

    第63回航空原動機・宇宙推進講演会3D04 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  5. 液体推進剤を用いた回転デトネーションエンジンの宇宙実証に向けた研究

    佐藤寛, 中田耕太郎, 澤田悟, 中島滉介, 鈴木大登, 伊東山登, 松岡健, 松山行一, 笠原次郎, 川﨑央, 中田大将, 奈女良実央, 江口光, 内海政春, 松尾亜紀子, 船木一幸, 東野和幸, 平嶋秀俊  

    第63回航空原動機・宇宙推進講演会2D20 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  6. 拡大流路を持つ単円筒回転デトネーションエンジンの数値解析

    佐田拓巳, 松尾亜紀子, 嶋英志, 伊東山登, 川﨑央, 松岡健, 笠原次郎  

    2023年度衝撃波シンポジウム2C2-1 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  7. 可視化アクリルタンクを用いた高圧酸化剤のスピン回転時排出特性の観察

    武子賀, 岡野裕, Jason Nathanael, 中田大将, 江口光, 内海政春, 川崎央, 笠原次郎, 松岡健, 伊東山登  

    第63回航空原動機・宇宙推進講演会3D08 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  8. 可燃性固体内壁を有する単円筒回転デトネーションエンジンの作動特性

    西田響喜, 伊東山登, 中田耕太郎, 川﨑央, 松岡健, 笠原次郎  

    2023年度衝撃波シンポジウム2C1-4 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  9. 反射往復型デトネーション燃焼器における排気流の特性解明

    宮下萌乃, 松尾亜紀子, 嶋英志, 伊東山登, 川﨑央, 松岡健, 笠原次郎  

    第63回航空原動機・宇宙推進講演会3D02 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  10. 反射往復デトネーション燃焼器のシュリーレン光学可視化研究

    永岡佑, 松岡健, 伊東山登, 川﨑央, 渡部広吾輝, 笠原次郎, 松尾亜紀子  

    2023年度衝撃波シンポジウム2C3-2 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  11. 二重円筒回転デトネーション燃焼器の排気噴流と超音速流の干渉に関する数値解析

    田原淳一, 松尾亜紀子, 嶋英志, 伊東山登, 川﨑央, 松岡健, 笠原次郎  

    第63回航空原動機・宇宙推進講演会2D14 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  12. 予混合気回転デトネーションエンジン作動に向けた多孔質インジェクタの基礎研究

    小山雄太郎, 須藤直太郎, 松岡健, 伊東山登, 川﨑央, 渡部広吾輝, 笠原次郎  

    2023年度衝撃波シンポジウム2C1-3 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  13. 予混合回転デトネーション燃焼器システムの研究開発

    須藤直太郎, 小山雄太郎, 松岡健, 伊東山登, 川﨑央, 渡部広吾輝, 笠原次郎  

    2023年度衝撃波シンポジウム2C1-1 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  14. スクラムジェットエンジン用デトネーショントーチの実験的研究

    角田将淳, 鈴木颯太, 伊東山登, 松岡健, 笠原次郎, 乗松慧生, 早川晃弘  

    2023年度衝撃波シンポジウム2C3-1 巻   2024年3月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  15. 観測ロケット S-520 を用いた軽量・長秒作動デトネーションキックモーターシステム飛行実証実験

    笠原次郎, 松山 行一, 松岡健, 川﨑央, 伊東山登, 澤田悟, 中田耕太郎, 佐藤寛, 松尾亜紀子, 船木一幸, 中田大将, 内海政春, 江口光, 羽生宏人, 荒川聡, 増田純一, 前原健次, 臼杵智章, 山田和彦, 中尾達郎  

    第6回観測ロケットシンポジウムIII-7 巻   2024年2月

    　詳細を見る

    掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  16. 高エネルギーイオン液体を推進剤とする小型スラスタの宇宙実証

    松本幸太郎, 伊東山登, 松永浩貴, 勝身俊之, 塩田謙人, 伊里友一朗, 羽生宏人  

    第6回観測ロケットシンポジウムIII-4 巻   2024年2月

    　詳細を見る

    掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  17. 観測ロケット S-520-34 号機による液体推進剤回転デトネーションエンジンシステム飛行実証実験

    松岡健, 笠原次郎, 松山行一, 川﨑央, 伊東山登, 井出雄一郎, 中田耕太郎, 佐藤寛, 澤田悟, 中島滉介, 鈴木大登, 工藤祐介, 松尾亜紀子, 船木一幸, 中田大将, 内海政春, 江口光, 羽生宏人, 荒川聡, 増田純一, 前原健次, 臼杵智章, 山田和彦, 中尾達郎  

    第6回観測ロケットシンポジウムIV-2 巻   2024年2月

  18. 観測ロケットS-520-34号機による液体推進剤デトネーションエンジンシステムの飛行実験の開発状況

    笠原次郎, 松山行一, 松岡健, 川崎央, 伊東山登, 佐藤寛, 中田耕太郎, 平嶋秀俊, 安井正明, 東野和幸, 松尾亜紀子, 船木一幸, 中田大将, 内海政春, 江口光, 羽生宏人, 丹野英幸, 山田和彦  

    令和5年度宇宙輸送シンポジウムSTCP-2023-046 巻   2024年1月

    　詳細を見る

    掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  19. 電気浸透流ポンプの圧力-流量特性評価およびスラスタへの応用検討

    長谷川凌大, 鈴木大登, 伊東山登, 川﨑央, 内田圭亮, 松岡健, 笠原次郎  

    令和5年度宇宙輸送シンポジウムSTCP-2023-026 巻   2024年1月

    　詳細を見る

    掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  20. 曲がり円管型回転デトネーションエンジンの推力特性に関する研究

    織田悠輔, 澤田悟, 伊東山登, 川﨑央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾 亜紀子, 船木 一幸  

    第61回燃焼シンポジウムC215 巻   2023年11月

    　詳細を見る

    掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  21. 推進剤種およびその供給条件が回転デトネーションエンジン作動に与える影響に関する実験的研究

    佐和田拓史, 中島滉介, 松岡健, 伊東山登, 笠原次郎, 川﨑央, 松尾亜紀子  

    第61回燃焼シンポジウムC314 巻   2023年11月

    　詳細を見る

    掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  22. 回転デトネーションエンジンにおける拡大角の効果に関する数値解析

    佐田拓巳, 松尾亜紀子, 嶋英志, 伊東山登, 川﨑央, 松岡健, 笠原次郎  

    第61回燃焼シンポジウムC214 巻   2023年11月

    　詳細を見る

    掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  23. 回転デトネーションエンジンにおける伝播モードの特性に関する数値解析

    宮下萌乃, 松尾亜紀子, 嶋英志, 伊東山登, 川﨑央, 松岡健, 笠原次郎  

    第61回燃焼シンポジウムC213 巻   2023年11月

    　詳細を見る

    掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  24. ピントルインジェクタを用いた回転デトネーションエンジンの作動特性および推進性能に関する実験的研究

    高木淳, 佐藤寛, 大山竜生, 松岡健, 伊東山登, 笠原次郎, 川﨑央  

    第61回燃焼シンポジウムC224 巻   2023年11月

    　詳細を見る

    掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  25. インジェクタ拡大角が回転デトネーションエンジンの伝播構造および推進性能に与える影響

    中島滉介, 佐和田拓史, 松岡健, 伊東山登, 笠原次郎, 川﨑央, 松尾亜紀子  

    第61回燃焼シンポジウムC223 巻   2023年11月

    　詳細を見る

    掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

  26. エネルギーイオン液体の電圧印加による着火メカニズムに与える水分の影響

    大森稜介, 田中菜月, 伊東山登, 塩田謙人, 伊里友一朗, 三宅淳巳  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集(CD-ROM)2023 巻   2023年

    　詳細を見る

  27. 電圧印加時におけるADN系イオン液体の可視化および温度・電流同時測定

    久保田悠斗, 大森稜介, 伊東山登, 塩田謙人, 伊里友一朗, 三宅淳巳  

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web) ( 22-006 )   2023年

    　詳細を見る

  28. 超小型推進系への適用を見据えた高エネルギーイオン液体推進剤の合成および推進システムの研究開発

    松永浩貴, 伊東山登, 松本幸太郎, 塩田謙人, 伊里友一朗, 勝身俊之, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳  

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web) ( 22-006 )   2023年

    　詳細を見る

  29. エネルギーイオン液体の電圧印加に伴う分解・着火現象に与える交流電圧の影響

    大森稜介, 久保田悠斗, 伊東山登, 塩田謙人, 伊里友一朗, 三宅淳巳  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集(CD-ROM)2023 巻   2023年

    　詳細を見る

  30. SDGsの課題に対する火薬関連技術の検討

    吉野悟, 朝原誠, 伊東山登, 井上慶彦, 志田浩, 高橋良尭, 西脇洋佑, 藤崎陽次, 松本幸太郎, 毛利剛  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集(CD-ROM)2023 巻   2023年

    　詳細を見る

  31. 電気浸透流ポンプを用いた推力可変超小型一液式スラスタの実験研究

    鈴木大登, 長谷川凌大, 伊東山登, 松岡健, 笠原次郎, 川崎央  

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)67th 巻   2023年

    　詳細を見る

    掲載種別：研究発表ペーパー・要旨（全国大会，その他学術会議）  

    J-GLOBAL

  32. 金属触媒を用いた高エネルギイオン液体の熱分解促進に関する考察

    伊東山登, 松永浩貴, 和田明哲, 澤田悟, 松岡健, 笠原次郎, 羽生宏人  

    火薬学会秋季研究発表講演会講演要旨集2023 巻   2023年

    　詳細を見る

  33. 連結型円筒回転デトネーションエンジンを用いたクラスタリングの基礎実験

    阪田倫平, 稲田将大, 伊藤志朗, 石原一輝, 伊東山登, 松岡健, 笠原次郎, 川崎央, 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)2022 巻   2023年

    　詳細を見る

  34. 触媒を添加したアンモニウム系高エネルギーイオン液体の分解ガス生成挙動

    松永浩貴, 伊東山登, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集(CD-ROM)2023 巻   2023年

    　詳細を見る

  35. 水素-酸素を推進剤として用いた回転デトネーションエンジンの実験研究

    木村朋亮, 中田耕太郎, 伊東山登, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸, 佐藤晃浩, 石川佳太郎, 浜崎享一, 川島秀人, 小島淳  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2022 巻   2023年

    　詳細を見る

  36. 曲率を有する円筒回転デトネーションエンジンの推力ベクトル特性に関する研究

    織田悠輔, 澤田悟, 伊東山登, 松岡健, 笠原次郎, 川崎央, 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)55th-41st 巻   2023年

    　詳細を見る

  37. 単円筒回転デトネーションエンジンの壁面水冷温度計測の実験研究

    稲田将大, 阪田倫平, 中田耕太郎, 石原一輝, 伊東山登, 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)2022 巻   2023年

    　詳細を見る

  38. 単円筒回転デトネーションエンジンのスロットリング作動による推力性能評価に関する実験研究

    鈴木大登, 中田耕太郎, 佐藤寛, 伊東山登, 松岡健, 笠原次郎, 川崎央, 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)55th-41st 巻   2023年

    　詳細を見る

  39. 共振管式点火装置に向けた実験と検討

    工藤祐介, 伊東山登, 松岡健, 笠原次郎  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2022 巻   2023年

    　詳細を見る

  40. レーザー点火と衝撃波収束によるデトネーション開始手法に関する実験研究

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

    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)55th-41st 巻   2023年

    　詳細を見る

  41. ガスパージ法が回転デトネーションエンジン作動に与える影響

    佐和田拓史, 松岡健, 川崎央, 伊東山登, 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)55th-41st 巻   2023年

    　詳細を見る

  42. エネルギーイオン液体の電圧印加型燃焼器を用いた燃焼試験

    大森稜介, 伊東山登, 塩田謙人, 塩田謙人, 伊里友一朗, 三宅淳巳  

    火薬学会秋季研究発表講演会講演要旨集2023 巻   2023年

    　詳細を見る

  43. アンモニウムジニトラミド/ヒドラジド混合物の発熱挙動に及ぼす触媒の影響

    松永浩貴, 松永浩貴, 伊東山登, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳  

    火薬学会秋季研究発表講演会講演要旨集2023 巻   2023年

    　詳細を見る

  44. 観測ロケットS-520-31号機によるデトネーションエンジン作動実証プロジェクトの総括—Summary of Detonation Engine System Demonstration in Space by Using Sounding Rocket S-520-31—特集 デトネーション燃焼の航空宇宙推進への適用(第1回)

    松岡 健, 後藤 啓介, ブヤコフ バレンティン, 松山 行一, 川﨑 央, 伊東山 登, 渡部 広吾輝, 石原 一輝, 野田 朋之, 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, 竹内 伸介, 荒川 聡, 増田 純一, 前原 健次, 中尾 達郎, 山田 和彦  

    日本航空宇宙学会誌 = Aeronautical and space sciences Japan70 巻 ( 11 ) 頁： 224 - 233   2022年11月

    　詳細を見る

    記述言語：日本語   出版者・発行元：日本航空宇宙学会  

    CiNii Books

  45. 次世代宇宙推進システムを見据えた高エネルギーイオン液体推進剤の研究

    松永浩貴, 伊東山登, 塩田謙人, 伊里友一朗, 松本幸太郎, 勝身俊之, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳  

    安全工学シンポジウム講演予稿集(CD-ROM)2022 巻   2022年

    　詳細を見る

  46. エネルギーイオン液体を用いた電圧印加式燃焼器の分解・着火特性評価

    大森稜介, 久保田悠斗, 井口喜一郎, 伊東山登, 塩田謙人, 塩田謙人, 伊里友一朗, 三宅淳巳  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集(CD-ROM)2022 巻   2022年

    　詳細を見る

  47. 超小型推進系への利用を見据えた高エネルギーイオン液体の研究

    松永浩貴, 伊東山登, 松本幸太郎, 塩田謙人, 伊里友一朗, 勝身俊之, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳  

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-(Web) ( 21-002 )   2022年

    　詳細を見る

  48. 電圧印加着火時におけるエネルギーイオン液体の電流電圧測定

    大森稜介, 久保田悠斗, 伊東山登, 塩田謙人, 塩田謙人, 伊里友一朗, 三宅淳巳  

    火薬学会秋季研究発表講演会講演要旨集2022 巻   2022年

    　詳細を見る

  49. Hartmann-Sprenger管の可視化計測に関する研究

    工藤祐介, 伊東山登, 川崎央, 松岡健, 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)59th 巻   2022年

    　詳細を見る

  50. 高エネルギイオン液体のレーザ着火を応用したスラスタ概念と基礎作動特性

    伊東山登, 佐合芳道, 和田明哲, 羽生宏人, 笠原次郎  

    火薬学会秋季研究発表講演会講演要旨集2022 巻   2022年

    　詳細を見る

  51. 粒子追跡法を用いた気相デトネーションの平均構造に関する数値解析

    渡部広吾輝, 松尾亜紀子, CHINNAYYA Ashwin, 伊東山登, 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)2021 巻   2022年

    　詳細を見る

  52. 液体燃料回転デトネーション燃焼器の内部流動可視化に関する実験研究

    佐藤寛, 石原一輝, 米山健太郎, 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, 長尾隆央, 伊藤光紀  

    衝撃波シンポジウム講演論文集(CD-ROM)2021 巻   2022年

    　詳細を見る

  53. 水素酸素推進剤を用いたフィルム冷却回転デトネーションエンジンの実験研究

    木村朋亮, 中田耕太郎, 伊東山登, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸, 佐藤晃浩, 石川佳太郎, 浜崎享一  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)60th 巻   2022年

    　詳細を見る

  54. 楕円燃焼器内部における球状衝撃波と火炎の干渉に関する実験研究

    佐藤朋之, 松岡健, 川崎央, 伊東山登, 渡部広吾輝, 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)54th-40th 巻   2022年

    　詳細を見る

  55. 回折デトネーションにおける反射点距離の初期温度依存性に関する実験的研究

    菊地湧生, 川崎央, SUN Han, 伊東山登, 松岡健, 笠原次郎  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)60th 巻   2022年

    　詳細を見る

  56. 反射点距離による水素及び炭化水素燃料を含む化学反応系の爆轟性の定量評価

    SUN Han, 川崎央, 伊東山登, 松岡健, 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)54th-40th 巻   2022年

    　詳細を見る

  57. 反射往復型デトネーションエンジンの伝播モードと推進性能に関する実験的研究

    高橋佑輔, 松岡健, 渡部広吾輝, 川崎央, 伊東山登, 笠原次郎, 松尾亜紀子  

    燃焼シンポジウム講演論文集(CD-ROM)60th 巻   2022年

    　詳細を見る

  58. 亜酸化窒素の自己発熱分解を活用した点火機構の実験研究

    服部花凜, 笠原次郎, 松岡健, 川崎央, 伊東山登  

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)66th 巻   2022年

    　詳細を見る

  59. 二液式単円筒回転デトネーションロケット燃焼器に関する実験研究

    石原一輝, 佐藤寛, 木村朋亮, 中島滉介, 中田耕太郎, 鈴木大登, 伊東山登, 川崎央, 松岡健, 松山行一, 笠原次郎, 夛田卓矢, 藤浦彰友, 奈女良実央, 岡野裕, 田原悠仁, 中村祐太, 安田一貴, 江口光, 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)60th 巻   2022年

    　詳細を見る

  60. レーザ輻射加熱による高エネルギーイオン液体推進薬の点火特性評価

    伊東山登, 松永浩貴, 笠原次郎, 羽生宏人  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集(CD-ROM)2022 巻   2022年

    　詳細を見る

  61. デトネーションエンジンシステムの宇宙動作実証-ここ5年における本研究グループの概説-

    伊東山登, 松山行一, 松岡健, 川崎央, 石原一輝, 伊藤志朗, 中田耕太郎, 佐藤寛, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸, 中田大将, 内海政春, 江口光, 安田一貴, 荒川聡, 増田純一, 前原健次, 臼杵智章, 竹内伸介, 羽生宏人  

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)66th 巻   2022年

    　詳細を見る

  62. エタノール-亜酸化窒素推進剤を用いた単円筒回転デトネーションロケットエンジンに関する実験研究

    石原一輝, 佐藤寛, 木村朋亮, 中島滉介, 中田耕太郎, 鈴木大登, 伊東山登, 川崎央, 松岡健, 笠原次郎, 夛田卓矢, 藤浦彰友, 奈女良実央, 岡野裕, 田原悠仁, 中村祐太, 安田一貴, 江口光, 中田大将, 内海政春, 松尾亜紀子, 船木一幸  

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)66th 巻   2022年

    　詳細を見る

  63. アルコール燃料を用いた回転デトネーション燃焼器内部流動に関する研究

    石原一輝, 佐藤寛, 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)54th-40th 巻   2022年

    　詳細を見る

  64. 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

    　詳細を見る

    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

  65. 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

    　詳細を見る

    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

  66. 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

    　詳細を見る

    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

  67. 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

    　詳細を見る

    © 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.

    Scopus

  68. 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

    　詳細を見る

  69. 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

    　詳細を見る

  70. 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

    　詳細を見る

  71. 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

    　詳細を見る

  72. 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

    　詳細を見る

  73. 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

    　詳細を見る

  74. 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

    　詳細を見る

  75. 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

    　詳細を見る

  76. 高エネルギー物質研究の今後の展開

    松永浩貴, 伊東山登, 和田明哲, 松本幸太郎, 塩田謙人, 伊里友一朗, 勝身俊之, 羽生宏人, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集2020 巻   2020年

    　詳細を見る

  77. 高エネルギーイオン液体の一液推進機応用に関する研究

    伊東山登, 和田明哲, 松永浩貴, 笠原次郎, 羽生宏人  

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

    　詳細を見る

  78. 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

    　詳細を見る

  79. 深宇宙探査用超小型推進システムを見据えた高エネルギー物質研究

    松永浩貴, 伊東山登, 和田明哲, 塩田謙人, 伊里友一朗, 松本幸太郎, 勝身俊之, 早田葵, YU Xiuchao, 久保田一浩, 野副克彦, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳  

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

    　詳細を見る

  80. 将来深宇宙探査に向けた革新的超小型推進システムの検討

    和田明哲, 渡邊裕樹, 伊東山登, 池田知行, 月崎竜童, 飯塚俊明, 佐原宏典, 各務聡, 松永浩貴, 伊里友一朗, 塩田謙人, 松本幸太郎, 勝身俊之, 三宅淳巳, 笠原次郎, 志田真樹, 船瀬龍, 船木一幸, 羽生宏人  

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

    　詳細を見る

  81. レーザ輻射加熱による高エネルギーイオン液体推進薬の着火に関する研究

    伊東山登, 笠原次郎, 羽生宏人  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集2020 巻   2020年

    　詳細を見る

  82. 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

    　詳細を見る

    © 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

    Scopus

  83. 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

    　詳細を見る

  84. 詳細化学反応を用いた高エネルギイオン液体推進薬の着火特性解析

    伊東山登, 伊里友一朗, 三宅淳巳, 笠原次郎, 羽生宏人  

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

    　詳細を見る

  85. 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

    　詳細を見る

  86. 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

    　詳細を見る

  87. 高エネルギー物質研究の実績と今後について

    羽生宏人, 羽生宏人, 羽生宏人, 松永浩貴, 塩田謙人, 伊里友一朗, 勝身俊之, 山田泰之, 山田泰之, 松本幸太郎, 岩崎祥大, 伊東山登, 中村太郎, 中村太郎, 三宅淳巳  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集2019 巻   2019年

    　詳細を見る

  88. 高エネルギイオン液体推進剤を用いた放電プラズマスラスタの簡易性能解析

    和田明哲, 伊東山登, 羽生宏人  

    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM)63rd 巻   2019年

    　詳細を見る

  89. 硝酸ヒドロキシルアミン系一液推進薬の実験的化学反応分析に関する研究

    伊東山登  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集2019 巻   2019年

    　詳細を見る

  90. アンモニウムジニトラミド系イオン液体推進薬の気相領域における燃焼機構

    伊東山登, 伊里友一朗, 三宅淳巳, 羽生宏人  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集2019 巻   2019年

    　詳細を見る

  91. 高エネルギー物質を基剤としたイオン液体推進剤の研究開発

    松永浩貴, 伊東山登, 塩田謙人, 伊里友一朗, 勝身俊之, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳巳  

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

    　詳細を見る

  92. 連続光レーザ/浸透式インジェクタを用いたイオン性液体推進薬の着火制御

    伊東山登, 羽生宏人  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集2018 巻   2018年

    　詳細を見る

  93. アンモニウムジニトラミド系イオン性液体の気相詳細反応モデル構築と妥当性評価

    伊東山登, 伊里友一朗, 三宅淳巳, 羽生宏人  

    火薬学会春季研究発表会講演要旨集2018 巻   2018年

    　詳細を見る

  94. 非溶媒系液体推進薬のブレイクダウン着火法検討

    伊東山 登, 羽生 宏人  

    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

    　詳細を見る

    記述言語：日本語  

    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: SA6000086008レポート番号: STCP-2016-008

  95. パルスレーザ/ブレイクダウンによる高エネルギーイオン液体推進薬への着火応用

    伊東山登, 羽生宏人  

    火薬学会年会講演要旨集2017 巻   2017年

    　詳細を見る

  96. 導電性液体推進薬の直接的着火エネルギー印加法の是非

    伊東山登, 羽生宏人  

    火薬学会年会講演要旨集2017 巻   2017年

    　詳細を見る

▼全件表示

MISCの先頭へ▲

講演・口頭発表等 62

  1. Steady Detonation in Gaseous Pyrolysis Products of Ammonium Dinitramide and its related Ionic Liquids

    N. Itouyama, J. Kasahara, X. Huang, R. Mével

    29th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS 2023)  2023年7月23日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  2. Flight Demonstration of Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: Flight Path and Attitude

    Hiroaki Watanabe, Koichi Matsuyama, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Noboru Itouyama, Keisuke Goto, Kazuki Ishihara, Valentin Buyakofu, Tomoyuki Noda, Shiro Ito, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    AIAA SCITECH 2022 Forum  2022年1月3日  American Institute of Aeronautics and Astronautics

    　詳細を見る

    開催年月日： 2022年1月

  3. Flight Demonstration of Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: System Design

    Akira Kawasaki, Koichi Matsuyama, Ken Matsuoka, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Keisuke Goto, Kazuki Ishihara, Valentin Buyakofu, Tomoyuki Noda, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    AIAA SCITECH 2022 Forum  2022年1月3日  American Institute of Aeronautics and Astronautics

    　詳細を見る

    開催年月日： 2022年1月

  4. Flight Demonstration of Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: Performance of Rotating Detonation Engine

    Keisuke Goto, Ken Matsuoka, Koichi Matsuyama, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Kazuki Ishihara, Valentin Buyakofu, Tomoyuki Noda, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    AIAA SCITECH 2022 Forum  2022年1月3日  American Institute of Aeronautics and Astronautics

    　詳細を見る

    開催年月日： 2022年1月

  5. Flight Demonstration of Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: Performance of Pulse Detonation Engine

    Valentin Buyakofu, Ken Matsuoka, Koichi Matsuyama, Keisuke Goto, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Kazuki Ishihara, Tomoyuki Noda, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    AIAA SCITECH 2022 Forum  2022年1月3日  American Institute of Aeronautics and Astronautics

    　詳細を見る

    開催年月日： 2022年1月

  6. Flight Demonstration of Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: History from Development to Flight

    Noboru Itouyama, Koichi Matsuyama, Ken Matsuoka, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Keisuke Goto, Kazuki Ishihara, Valentin Buyakofu, Tomoyuki Noda, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Ikkoh Funaki, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa, Junichi Masuda, Kenji Maehara, Tatsuro Nakao, Kazuhiko Yamada

    AIAA SCITECH 2022 Forum  2022年1月3日  American Institute of Aeronautics and Astronautics

    　詳細を見る

    開催年月日： 2022年1月

  7. Experimental Clarification on Detonation Phenomena of Liquid Ethanol Rotating Detonation Combustor

    Kentaro Yoneyama, Kazuki Ishihara, Shiro Ito, Hiroaki Watanabe, Noboru Itouyama, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    AIAA Science and Technology Forum and Exposition, AIAA SciTech Forum 2022  2022年 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2022年

    Rotating detonation combustion was successfully tested for liquid ethanol and gaseous oxygen heterogeneous mixture in a cylindrical combustor for the first time. The rotating detonation combustor (RDC) we operated has a diameter of 20 mm and variable lengths of 60, 210 mm. Pure ethanol and industrial ethanol were selected as liquid fuels. Under the conditions of ethanol and oxygen mass flow rate of 26-40 g/s, equivalence ratio of 0.4-1.7, and backpressure of 10-17 kPa, we confirmed detonation combustion and deflagration combustion. In detonation combustion, as the ethanol manifold supply temperature increases, the detonation propagation speeds, and luminance of combustion were enhanced. It is possible to say enhanced evaporation behavior resulted in stable detonation and showed high peaks in luminance value. Utilizing the control surface method to evaluate experimental thrust, estimated thrust showed good agreement with experimental thrust. For liquid-fueled cylindrical RDCs, the control surface methods can also be used to evaluate thrust.

  8. Experimental Research on Thrust Performance of Rotating Detonation Engine with Liquid Ethanol and Gaseous Oxygen

    Tomoki Sato, Kazuki Ishihara, Kentaro Yoneyama, Shiro Ito, Noboru Itouyama, Hiroaki Watanabe, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    AIAA AVIATION 2022 Forum  2022年 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2022年

    Rotating detonation combustor (RDC) is one of the combustors using detonation waves, which are hypersonic combustion waves, and is expected to simplify the system and improve thermal efficiency due to their hypersonic combustion and compression performance by shock waves. Most of these studies use gas propellants, and liquid propellants are rarely used. Since liquid propellants are used in many combustors such as aircraft engines, it is important to evaluate the performance of RDC with liquid propellants. In this study, a cylindrical RDC, which is an RDC without inner cylinder, with a liquid ethanol and gaseous oxygen was tested at a mass flow rate of 31.3 ± 3.2 g/s, an equivalent ratio of 0.46-1.42 ± 0.12, a back pressure of 13.2 ± 0.9 kPa, and fuel injector with 24×φ0.2 or 6×φ0.4 to evaluate the performance and visualize the inside of the combustion chamber. As a result, when fuel injector was 24×φ0.2, detonation waves were observed, and high propagation velocity and high thrust performance were achieved. From the internal self-luminous and CH* radicals visualization from side wall, a circumferential DDT (deflagration to detonation transition) was observed. In addition, it was found that the detonation wave lifted about 2-3 mm from the combustor bottom, the main combustion region was occurred at 20 mm from the bottom, and the combustion region, including the main combustion region, requires about 50-70 mm from the bottom, which is correlated with the internal pressure, brightness distributions, and the image of acrylic damage. When fuel injector was 6×φ0.4, transition of detonation wave was not observed. The deflagration wave lifted about 10 mm, main combustion occurred up to 45 mm, and partial combustion continued to more downstream compared to detonation combustion. Acrylic damage began to occur downstream from the area with the highest pressure and brightness.

  9. Study of Cylindrical Rotating Detonation Engine with Propellant Injection Cooling System

    K. Ota, K. Goto, N. Itouyama, H. Watanabe, A. Kawasaki, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki

    2021 AIAA Propulsion & Energy Forum 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年8月

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  10. Experimental Study on Truncated Conical Rtating Detonation Engine with Diverging Flows

    K. Nakata, K. Ota, S. Ito, K. Ishihara, K. Goto, N. Itouyama, H. Watanabe, A. Kawasaki, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki

    2021 AIAA Propulsion & Energy Forum 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年8月

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  11. Experimental Study on Truncated Conical Rotating Detonation Engine with Diverging Flows

    Kotaro Nakata, Kosei Ota, Shiro Ito, Kazuki Ishihara, Keisuke Goto, Noboru Itouyama, Hiroaki Watanabe, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh Funaki

    AIAA Propulsion and Energy 2021 Forum  2021年8月9日  American Institute of Aeronautics and Astronautics

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年8月

  12. 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, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸

    第53回流体力学講演会／第39回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年6月 - 2021年7月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  13. 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, 川﨑央, 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

    第53回流体力学講演会／第39回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年6月 - 2021年7月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  14. 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

    川﨑央, 長谷川大樹, 孫涵, 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

    第53回流体力学講演会／第39回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年6月 - 2021年7月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  15. 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, 川﨑央, 伊東山登, 笠原次郎, 松尾亜紀子

    第53回流体力学講演会／第39回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年6月 - 2021年7月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  16. 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, 秋元雄希, 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

    第3回観測ロケットシンポジウム  2021年3月24日 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年3月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  17. 観測ロケットS-520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, 川﨑央, 伊東山登, 渡部広吾輝, 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, 山田和彦, 和田明哲

    第3回観測ロケットシンポジウム  2021年3月24日 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年3月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  18. Propulsive Performance Analysis of Energetic Ionic Liquid Mono-Propulsion Systems for Micro-Spacecraft

    A. Wada, T. Iizuka, N. Itouyama, H. Sahara, H. Habu

    Space Propulsion 2020  2021年3月17日 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年3月

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  19. Study on the Effect of the Difference between Detonation and Constant-pressure Combustion on Thrust Characteristics

    K. Ishihara, K. Yoneyama, S. Ito, H. Watanabe, N. Itouyama, A. Kawasaki, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki

    The 10th Asian Joint Conference on Propulsion and Power  2021年3月3日 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年3月

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  20. 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, 川﨑央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸

    2020年度衝撃波シンポジウム 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年3月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  21. 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, 川﨑央, 松岡健, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸

    2020年度衝撃波シンポジウム 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年3月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  22. 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, 川﨑央, 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

    2020年度衝撃波シンポジウム 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年3月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  23. 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

    孫涵,川﨑央, 伊東山登, 渡部広吾輝, 松岡健, 笠原次郎

    2020年度衝撃波シンポジウム 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年3月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  24. 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：デトネーションエンジンシステム

    川﨑央, 野田朋之, ブヤコフバレンティン, 石原一輝, 後藤啓介, 伊東山登, 渡部広吾輝, 松岡健, 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

    令和二年度宇宙輸送シンポジウム 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年1月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  25. 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：飛行経路および姿勢予測

    渡部広吾輝, 伊藤志朗, 伊東山登, 川﨑央, 松岡健, 松山行一, 笠原次郎, 松尾亜紀子, 船木一幸, 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

    令和二年度宇宙輸送シンポジウム 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年1月

    記述言語：日本語  

  26. 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

    令和二年度宇宙輸送シンポジウム 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年1月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  27. 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：パルスデトネーションエンジン

    伊東山登, ブヤコフバレンティン, 野田朋之, 石原一輝, 後藤啓介, 川﨑央, 渡部広吾輝, 松岡健, 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

    令和二年度宇宙輸送シンポジウム  2021年1月14日 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年1月

    記述言語：日本語  

  28. Propulsive Performance of Cylindrical Rotating Detonation Engine with Propellant Injection Cooing

    K. Goto, K. Ota, A. Kawasaki, H. Watanabe, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki

    AIAA SciTech 2021 Forum 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年1月

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  29. 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  2021年 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2021年

    © 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.

  30. 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

    第58回燃焼シンポジウム  2020年12月3日 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2020年12月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  31. 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, 孫涵, 伊東山登, 渡部広吾輝, 松岡健, 笠原次郎

    第58回燃焼シンポジウム  2020年12月3日 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2020年12月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  32. 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

    第58回燃焼シンポジウム  2020年12月3日 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2020年12月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  33. 詳細化学反応を用いた高エネルギイオン液体推進薬の着火特性解析

    伊東山登, 伊里友一朗, 三宅淳巳, 笠原次郎, 羽生宏人

    第58回燃焼シンポジウム  2020年12月3日 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2020年12月

    会議種別：口頭発表（一般）  

  34. 将来深宇宙探査に向けた革新的超小型推進システムの検討

    和田明哲, 渡邊裕樹, 伊東山登, 池田知行, 月崎⻯童, 飯塚俊明, 佐原宏典, 各務聡, 松永浩貴, 伊里友一朗, 塩田謙人, 松本幸太郎, 勝身俊之, 三宅淳, 志田真樹, 船瀬龍, 船木一幸, 笠原次郎, 羽生宏人

    第64回宇宙科学技術連合講演会 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2020年10月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  35. 深宇宙探査用超小型推進システムを見据えた高エネルギー物質研究

    松永浩貴, 伊東山登, 和田明哲, 塩田謙人, 伊里友一朗, 松本幸太郎, 勝身俊之, 早田葵, 于秀超, 野副克彦, 久保田一浩, 羽生宏人, 野田賢, 三宅淳

    第64回宇宙科学技術連合講演会 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2020年10月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  36. 高エネルギーイオン液体の一液推進機応用に関する研究

    伊東山登, 和田明哲, 松永浩貴, 笠原次郎, 羽生宏人

    第64回宇宙科学技術連合講演会 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2020年10月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  37. 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

    ブヤコフバレンティン, 野田朋之, 澤田悟, ジョセフビクトリア, 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

    第64回宇宙科学技術連合講演会 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2020年10月

    記述言語：日本語   会議種別：口頭発表（一般）  

  38. 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  2020年 

    　詳細を見る

    開催年月日： 2020年

    © 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.

  39. A Bread Board Model Testing for In-Space Flight Demonstration of a Liquid-Propellant Detonation Engine System

    A. Kawasaki, K. Nakata, T. Sato, S. Sawada, Y. Kudo, Y. Suzuki, N. Itouyama, K. Matsuoka, K. Matsuyama, J. Kasahara, D. Nakata, M. Namera, H. Eguchi, M. Uchiumi, A. Matsuo, I. Funaki, S. Nakamura, K. Higashino, H. Hirashima

    AIAA Scitech 2024  2024年1月8日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  40. The Rotating Detonation Engines with The Helical Combustion Chambers

    S. Sawada, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara, J. Braun, G. Paniagua, A. Kawasaki, H. Watanabe, K. Higashino, A. Matsuo, I. Funaki

    AIAA Scitech 2024  2024年1月8日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  41. The challenge of in-space demonstration of a cylindrical rotating detonation using liquid propellants by a sounding rocket S-520 launching

    N. Itouyama, K. Ishihara, T. Sato, K Nakata, K. Nakajima, K. Matsuyama, K. Matsuoka, A Kawasaki, J Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki, H. Eguchi, D. Nakata, M. Uchiumi

    The 34th International Symposium on Space Technology and Science  2023年6月3日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  42. Study on the Effect of Combustor Scale in Annular RDEs

    M. Miyashita, A. Matsuo, E. Shima, N. Itouyama, A. Kawasaki, K. Matsuoka, J. Kasahara

    29th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS 2023)  2023年7月23日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  43. Overview for the research and development of Rotating Detonation Engine Systems using a liquid-liquid propellant combination

    N. Itouyama, K. Matsuyama, K. Matsuoka, T. Sato, K. Nakata, S. Sawada, Y. Kudo, K. Nakajima, Y. Suzuki, J. Kasahara, A. Kawasaki, M. Namera, D. Nakata, H. Eguchi, M. Uchiumi, A. Matsuo, I. Funaki

    AIAA SciTech 2024  2024年1月8日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  44. Operation Characteristics of Cylindrical Rotating Detonation Engine Using Liquid Ethanol and Liquid Nitrous Oxide

    T. Sato, K. Nakata, S. Sawada, Y. Suzuki, Y. Kudo, K. Nakajima, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Kawasaki, M. Namera, H. Eguchi, D. Nakata, M. Uchiumi, A. Matsuo, I. Funaki, H. Tanno

    AIAA SciTech 2024  2024年1月8日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  45. Operation Characteristics of a Throatless Rotating Detonation Engine with Diverging Channel

    K. Nakata, T. Kimura, K. Ishihara, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Kawasaki, H. Watanabe, A. Matsuo, I. Funaki, K. Higashino, V. Athmanathan, J. Braun, T. Meyer, G. Paniagua

    29th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS 2023)  2023年7月23日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  46. Numerical Investigation on Throatless Diverging Rotating Detonation Engines

    T. Sada, A. Matsuo, E. Shima, A. Kawasaki, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara

    AIAA Scitech 2024  2024年1月8日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  47. Numerical Investigation of Combustion Behavior Induced by Shock Wave in Combustible Jet Trains

    M. Miyashita, A. Matsuo, E. Shima, N. Itouyama, A. Kawasaki, K. Matsuoka, J. Kasahara

    International Conference of Hydrogen Safety  2023年9月19日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  48. Numerical Analysis of the Effect of Combustor Length on Cylindrical Rotating Detonation Engine with Diverging Channel

    T. Sada, A. Matsuo, E. Shima, N. Itouyama, A. Kawasaki, K. Matsuoka, J. Kasahara

    29th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS 2023)  2023年7月23日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  49. Influence of catalysts on the thermal behavior of ammonium dinitramide-based energetic ionic liquids

    H. Matsunaga, N. Itouyama, H. Habu, M. Noda, A. Miyake

    26th International Conference on Chemical Thermodynamics (ICCT-2023)  2023年7月30日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  50. Improvement of Flash Atomization Characteristics of HAN-based Green Propellants Using High Saturation Pressure Additive

    H. Ito, K. Hayata, D Kamatsuchi, K. Kawabata, J. Nigorikawa, T. Katsumi, N. Itouyama, J. Kasahara, S. Kadowaki

    The 34th International Symposium on Space Technology and Science  2023年6月3日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  51. Ignition of Energetic Ionic Liquids using Electrolysis Ignition Thruster

    R. Omori, N. Itouyama, K. Shiota, Y. Izato, A. Miyake

    The 34th International Symposium on Space Technology and Science  2023年6月3日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  52. Experiments and studies for the resonant tube ignition system

    Y. Kudo, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara

    The 34th International Symposium on Shock Waves (ISSW),  2023年7月16日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  53. Experimental Study on the Combination of Laser Ignition and Shock Focusing Method for Detonation Initiation

    T. Sato, K. Matsuoka, A. Kawasaki, N. Itouyama, H. Watanabe, J. Kasahara

    29th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS 2023)  2023年7月23日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  54. Experimental Study on Propagation Mode of Cylindrical Rotating Detonation Engine with Liquid Ethanol-Liquid Nitrous Oxide

    T. Sato, K. Ishihara, K. Nakata, T. Kimura, Y. Kikuchi, K. Nakajima, S. Sawada, M. Inada, R. Sakata, Y. Suzuki, Y. Oda, B. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Kawasaki, H. Watanabe, H. Okano, T. Tada, F. Fujiura, M. Namera, R. Nakazawa, H. Eguchi, D. Nakata, M. Uchiumi, A. Matsuo, I. Funaki

    29th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS 2023)  2023年7月23日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  55. Experimental Study of Heat Transfer Measurement Using Locally Water-Cooled Cylindrical Rotating Detonation Engine

    M. Inada, R. Sakata, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Kawasaki, A. Matsuo, I. Funaki

    International Conference on Materials and Systems for Sustainability (ICMaSS) 2023  2023年12月1日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  56. Experimental research for clustering with the coupled cylindrical rotating detonation engine

    R. Sakata, M. Inada, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Kawasaki, A. Matsuo, I. Funaki

    AIAA Scitech 2024  2024年1月8日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  57. Effect of Injector Expansion Angle on a Rotating Detonation Engine Performance

    K. Nakajima, K. Matsuoka, N. Itouyama, J. Kasahara, A. Kawasaki, A. Matsuo

    29th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS 2023)  2024年7月23日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  58. Combustion Characteristics of Reflective Shuttling Detonation Combustor with Different Equivalence Ratio

    M. Miyashita, A. Matsu, E. Shima, A. Kawasaki, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara

    AIAA SciTech 2024  2024年1月8日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  59. Characteristics of Torque around Axial Direction on Cylindrical Rotating Detonation Engines

    S. Sawada, K. Ishihara, N. Itouyama, H. Watanabe, A. Kawasaki, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki

    29th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS 2023)  2023年7月23日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  60. Analysis of Chemical Structure of a weakly Unstable Cellular Gaseous Detonation

    H. Watanabe, A. Matsuo, A. Chinnayya, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara

    29th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS 2023)  2023年7月23日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  61. An Experimental Investigation of the Initial Temperature Dependence of a Characteristic Length Scale Associated with Detonation Diffraction

    A. Kawasaki, Y. Kikuchi, H. Sun, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Matsuo

    29th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS 2023)  2023年7月23日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

  62. Viscous and Thermal Boundary Layers in Detonation Driving Zone

    H. Watanabe, A. Matsuo, A. Chinnayya, N. Itouyama, K. Matsuoka, J. Kasahara

    29th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS 2023)  2023年7月23日 

    　詳細を見る

    記述言語：英語   会議種別：口頭発表（一般）  

▼全件表示

講演・口頭発表等の先頭へ▲

Works（作品等） 6

  1. 観測ロケットを用いたデトネーションエンジンの宇宙実証

    2020年4月
    -
    現在

  2. High-energy-density ionic liquid propellant

    2016年4月
    -
    現在

  3. Palm-size high propulsion-density system

    2016年4月
    -
    現在

  4. Green Propulsion with HEDMs

    2014年4月
    -
    現在

  5. ガス発生剤の反応制御とその設計応用

  6. 気相燃焼および気相爆轟の化学的制御法の探索

▼全件表示

Works（作品等）の先頭へ▲

科研費 8

  1. デトネーションエンジンの物理解明：宇宙飛行実証国際共同研究

    研究課題/研究課題番号：23K20036  2023年11月 - 2030年3月

    科学研究費助成事業  国際共同研究加速基金(国際先導研究)

    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, 江口 光, 伊東山 登

    　 詳細を見る

    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、日本、米国、ドイツのデトネーションエンジン研究をリードする研究機関で強力な共同研究を実施し、多数の若手研究者の活発な３カ国交流を実施する。米国（Purdue大：先導的PGCガスタービン研究を実施）、欧州（ベルリン工科大：先導的PGC解析研究を実施）と国際共同で強く連携しながら、動的な回転デトネーションエンジン、液体推進剤回転デトネーションエンジン、システムインテグレーション、宇宙飛行実証の関連研究を実施する。

  2. 予混合回転デトネーションエンジンによる圧力ゲイン機構の解明

    研究課題/研究課題番号：23KK0082  2023年9月 - 2027年3月

    科学研究費助成事業  国際共同研究加速基金(海外連携研究)

    松岡 健, 川崎 央, 伊東山 登

    　 詳細を見る

    担当区分：研究分担者 

    最も激しい燃焼波であるデトネーション波を用いた回転デトネーションエンジン（RDE）は、高速燃焼によるシステムの小型高出力化と既存燃焼サイクルで最高の理論熱効率を実現する。しかしながら、非定常燃焼器特有の煩雑さによりRDEの潜在的優位性であるPressure Gain（PG）は実験的に確認されていない。本国際共同研究では、JSPS国際共同研究強化（A）にて2022年度にCalifornia Institute of Technology内に設置した予混合RDE基礎実験設備を発展させ、PGを阻害する物理メカニズムを解明するための国際的な基礎研究フレームワークを形成することを目的とする。

  3. 動的・液体推進剤回転デトネーションエンジン物理解明：弾道・軌道上フライト実証展開

    研究課題/研究課題番号：23H05446  2023年4月 - 2028年3月

    科学研究費助成事業  基盤研究(S)

    笠原 次郎, 松尾 亜紀子, 船木 一幸, 中田 大将, 内海 政春, 江口 光, 羽生 宏人, 平嶋 秀俊, 川崎 央, 松岡 健, 伊東山 登

    　 詳細を見る

    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，「動的(Dynamic)」な回転デトネーションエンジンの性能及び「液体推進剤」のデトネーションエンジンの物理を解明する.「液体推進剤」デトネーションエンジンを，観測ロケットを用いた宇宙弾道飛行にてフライト実証し，地球周回軌道上でフライト実証する．以上により，航空宇宙工学分野において人類未到の新システムを出現させ，全く新しい学術を切り拓く．

  4. 高エネルギ一液スラスタのレーザ輻射加熱点火に関する学理探究と点火制御則の構築

    研究課題/研究課題番号：22K14421  2022年4月 - 2025年3月

    日本学術振興会  科学研究費助成事業  若手研究

    伊東山 登

    　 詳細を見る

    担当区分：研究代表者 

    配分額：4680000円 （ 直接経費：3600000円 、 間接経費：1080000円 ）

    共融溶媒系高エネルギ一液推進剤(ADN-EILPs)は，高エネルギ密度であるとともに高い取扱性が期待される一液推進剤である．その反面，ADN-EILPsは難着火性であり，スラスタ応用において点火に関する技術課題を抱えてきた．これまで申請者は点火に関する研究を展開し，レーザ輻射加熱点火法の有効性を見出すに至った．しかし，当該スラスタ内での着火遅れは予想より長く，短縮化の方針を明確にする必要があった．本研究では，ADN-EILPsがスラスタ内で着火に至るまでの現象を時系列に沿って整理し，各現象の原理原則を様々な工学的視点から解明することで，当該スラスタの動作遅れに対する学理的制御則の構築を目指す．
    共融溶媒系高エネルギ一液推進剤(ADN-EILPs)は，高エネルギ密度であるとともに高い取扱性が期待される一液推進剤である．その反面，ADN-EILPsは難着火性であり，スラスタ応用において点火に関する技術課題を抱えてきた．申請者は点火に関する研究を展開し，吸光材を用いたレーザ輻射加熱点火法の有効性を見出すに至った．しかし，当該スラスタ内での着火遅れは予想より長く，短縮化の方針を明確にする必要があった．本研究課題では，ADN-EILPsがスラスタ内で着火に至るまでの現象を時系列に沿って整理し，各現象の原理原則を様々な工学的視点から解明することで，当該スラスタの動作遅れに対する学理的制御則の構築を目指している．
    本年度は，新たに実験系を構築し，吸光材及びADN-EILPsの輻射加熱における影響因子の同定と昇温速度の取得を行った．既往研究で吸光材として使用されるカーボンウール単体を用いて，レーザ出力毎の吸光材昇温速度への影響度を実験的に整理した．また，推進剤とカーボンウールから成る試験サンプルのレーザ点火試験を行った結果，レーザ変数によらず，着火遅れは広い分散を有することがわかった．本結果は前述する吸光材昇温速度においても同様で，その源泉は吸光材表面状態のランダム性によるものと推測された．このことから，前述する区分のうち、本試験環境における律速段階は，推進剤の被加熱・熱分解であろうと予想された．本課題の目的である現象の精度良い予測には実験再現性の十分な保証が望ましい．次年度は吸光材の再考を皮切りに，精度良い各種反応遅れの取得・解析を目指すことで，本課題に対して更なる考察を試みる．
    当該年度では，新たに設計した実験系を用いた吸光材および推進剤含浸体のレーザ点火試験から，トータルとしての点火遅れ（反応）の律速段階の推定に至った．ただし，当初想定していない，点火遅れの再現性といった研究課題が抽出され，これが研究立案段階よりレーザ吸光材の標準サンプルとして取り扱ってきたカーボンウールの特性に起因することが予想された．このことより、吸光材の再検討といった、新たな研究小課題の抽出とその課題解決が必要となったが、年度終了段階までに、化学・物理特性を基準とした、カーボンウールに代わる新規吸光材の絞り込みとその手配に至っている．以上のことから、現在までの進捗状況として【（2）概ね順調に進展している。】とした．
    第1に，再現性が十分確保できる吸光材を再考する．具体的には多孔質体の活用を検討しており、耐熱性や熱伝達の観点から、金属・金属酸化物・セラミックス・炭素系の利用を予定している．第2に，温度履歴の取得を行い，吸光材および推進剤含浸体の加熱挙動の定量評価を試みる．点火や燃焼反応は極めて早い反応であるため、市販のシース型熱電対や熱電対素線では熱挙動の追従が困難である．この対応として、申請者の過去研究（科研費番号18J14397）で用いた，(a)極細熱電対による温度直接計測と(b)赤外高速度カメラを用いた間接計測の2手法を導入する．これと並行して，推進剤単体，吸光材単体，推進剤含浸体の熱分析（e.g. TG, DTA, DSC）を実施することで，レーザ加熱時の実効的な反応速度の推定を行う．第3に，気相の反応遅れを予測すべく，1D/2D反応性流体シミュレーションのセットアップを試みる．当該シミュレーションはAnsys 2023R01を用いて実施する予定であり，必要となる詳細化学反応機構は過去研究（科研費番号20K22430）で構築済である．

  5. 高エネルギ物質およびこれを基材とする低毒・高性能液体推進薬の爆轟特性の基礎解明

    研究課題/研究課題番号：20K22430  2020年9月 - 2022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

    伊東山 登

    　 詳細を見る

    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 ）

    本研究の意義は，高エネルギ物質および高エネルギ物質系液体推進薬の爆轟特性の基礎的な理解にある．アンモニウムジニトラミドや硝酸ヒドロキシルアミンといった高エネルギ物質やこれらを基材とする液体推進薬は自身の熱分解や燃焼によりその高い化学エネルギを瞬時に発揮する．しかし、高エネルギ密度ゆえ，これらの熱分解・燃焼は爆轟現象へ遷移する可能性がある．爆轟が発生した場合，衝撃波を伴うため，取扱時のハザードリスクが重大化する．そこで本研究では，高エネルギ物質および高エネルギ物質系液体推進薬の利用時の安全性を拡充すべく，気相領域を対象とした爆轟特性を理解し，爆轟現象を予測する関数の導出を目指す．
    高エネルギー物質であるアンモニウムジニトラミド（ADN）およびADN系高エネルギー密度推進剤であるADN-EILPsに対し，高い取扱性を担保すべく，甚大なリスクを伴うハザードの一つとして考えられる爆轟現象に注目し，これらの気相爆轟特性の基礎的理解を行った．ADNおよびADN-EILPsの分解ガスの初期状態を計算的に検証し，圧力環境により組成が変化することを見出した．0次元・1次元の反応シミュレーションから，ADNおよびADN-EILPsの分解ガスが取りうる気相爆轟特性を明らかにし，固液状態ではよりエネルギ感度が低いとされるADN-EILPsの方がADNに比べ，気相爆轟性が高いことが示唆された．
    本研究の成果は昨今利用拡大や新規開発が進む高エネルギー物質（特にADN）とその推進剤に対して随伴する取扱時の安全性確保に資するものである．特に，ADNは単体では衝撃・摩擦といった外的エネルギに対して非常に感度が高い反面、イオン液体化させたADN-EILPsではこれらが鈍化するため，高いエネルギー密度と高い取扱性の両立が可能であるという関係がこれまで知られていた．しかしながら本研究が指し示した気相爆轟特性の関係は，これに反する結果となり，取扱時の最小化を目指すにあたり，ハザードシナリオのさらなる拡大の必要性が示唆された．また，本研究で得られた知見は他のADN系推進剤にも十分応用可能なものである．

  6. 低毒・高性能一液推進剤のレーザ輻射加熱支援触媒着火に関する基礎研究

    2020年4月

    公益財団法人 火薬工業技術奨励会  研究助成金 

    伊東山 登, 和田 明哲, 羽生 宏人

    　 詳細を見る

    担当区分：研究代表者 

  7. 将来深宇宙探査に向けた革新的超小型推進システム技術実証RG

    2020年4月

    JAXA宇宙科学研究所  戦略的開発研究費（工学） 

    　 詳細を見る

    担当区分：研究分担者 

  8. 高エネルギー塩を基材としたイオン液体推進薬の着火機構解明と着火遅れ制御

    研究課題/研究課題番号：18J14397  2018年4月 - 2020年3月

    日本学術振興会  科学研究費助成事業 特別研究員奨励費  特別研究員奨励費

    伊東山 登

    　 詳細を見る

    担当区分：研究代表者 

    配分額：1500000円 （ 直接経費：1500000円 ）

    本年度は研究目標とする「高エネルギー塩を基材としたイオン液体推進薬の着火機構解明と着火遅れ制御」として、大きく①イオン液体の気相領域における分解・燃焼反応機構と②非接触加熱着火法に関する成果を得た。近年、10cm×10cm×30cm(3U)前後サイズの小型衛星の民営的開発・運用の潮流が到来している。小型衛星は地上観測や通信への活用が期待されており、民需市場において単位衛星当たりの運用寿命を延ばすことで衛星運用コストの低減が可能となる。その解決策の一つとして、姿勢・軌道制御スラスタ(RCS)の搭載が挙げられる。RCSの性能は推進薬依存であり、システムの簡略性や小型化の要求から酸化剤と燃料が予混合された一液推進薬の使用が望ましい。本研究では高エネルギー塩であるアンモニウムジニトラミド(ADN)を基材としたイオン液体推進薬に着目した。本イオン液体推進薬はADNと硝酸塩やアミド化合物の共融液体であり、従来の一液推進薬であるヒドラジンと比較して2倍近い密度比推力を有するとされる。その反面、断熱火炎温度が2000 Kを超えるため、従来の着火具である触媒やヒータ加熱では急速に劣化してしまいスラスタ寿命が短命化する問題を有する。また溶媒を含まないことから一般的な液体燃焼とは異なる反応流れにより着火・燃焼に至る可能性が考えられる。よって、イオン液体推進薬を用いたRCSスラスタの設計・開発を目指す上で、イオン液体推進薬の着火・燃焼パラメータの予想や有効な着火方法の検証が必要となる。そこで本年度はイオン液体推進薬の着火・燃焼機構解明と有効な着火法の策定を行ってきた。その結果、①については有効な化学反応機構の構築とイオン液体推進薬の着火・燃焼反応サイクルの提示、②については吸光材にカーボンを用いた連続光レーザによる非接触加熱着火の有効性とその物理的着火流れを明らかにした。

▼全件表示

科研費の先頭へ▲

産業財産権 4

  1. Low gas generator

    Noboru Itouyama

    　詳細を見る

    出願番号：特願PCT/JP2017/019260 

  2. 低温ガス発生剤

    伊東山登

    　詳細を見る

    出願番号：特願2016-114936 

  3. 噴射装置及び推進システム

    伊東山登, 羽生宏人

    　詳細を見る

    出願番号：特願2018-048994 

  4. 噴射装置及び推進システム

    伊東山登, 羽生宏人

    　詳細を見る

    出願番号：PCT/JP2018/044151 

産業財産権の先頭へ▲
 

担当経験のある科目 (本学) 1

  1. 機械航空宇宙工学実験総合テーマ

    2023

担当経験のある科目 (本学)の先頭へ▲

担当経験のある科目 (本学以外) 7

  1. 設計製図第４（航空宇宙創造設計）

    2023年 - 現在 （名古屋大学）

  2. 物理学実験

    2023年 - 現在 （名古屋大学）

  3. 機械航空宇宙工学実験 総合テーマ

    2023年 - 現在 （名古屋大学）

  4. 推進エネルギーシステム工学セミナー1B

    2020年 - 現在 （名古屋大学）

  5. 推進エネルギーシステム工学セミナー2D

    2020年 - 現在 （名古屋大学）

  6. 推進エネルギーシステム工学セミナー2B

    2020年 - 現在 （名古屋大学）

  7. 推進エネルギーシステム工学セミナー1D

    2020年 - 現在 （名古屋大学）

▼全件表示

担当経験のある科目 (本学以外)の先頭へ▲
 

社会貢献活動 1

  1. 観測ロケットS-520-31号機の紹介

    役割：出演

    宇宙航空研究開発機構  2020年度JAXA相模原キャンパス特別公開  2021年3月

社会貢献活動の先頭へ▲

学術貢献活動 11

  1. SDGsワーキンググループ 会員（火薬学会）

    2022年4月 - 現在

    　詳細を見る

    種別：学会・研究会等 

  2. 将来深宇宙探査に向けた革新的超小型推進系研究グループ

    役割：企画立案・運営等

    2020年11月 - 現在

  3. 高エネルギー物質研究会

    役割：企画立案・運営等,　査読

    2020年4月 - 現在

    　詳細を見る

    種別：学会・研究会等 

  4. モビリティ安全部品専門部会（火薬学会）

    　詳細を見る

    種別：学会・研究会等 

  5. Combustion and Flame

    役割：査読

  6. 計算科学WG 副幹事（火薬学会）

    役割：企画立案・運営等

  7. 火工品専門部会 会員（火薬学会）

  8. ガスデトネーション専門部会 会員（火薬学会）

  9. Science and Technology of Energetic Material

    役割：査読

  10. Journal of Evolving Space Activities

    役割：査読

  11. AIAA Scitech (abstract)

    役割：査読

▼全件表示

学術貢献活動の先頭へ▲