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特定の学問分野にこだわらず、技術の開発に必要な課題の解決を目指す「プロジェクト型」の研究を行っております． |
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１．空気吸い込み式パルスデトネーションエンジン |
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埼玉大学や室蘭工業大学と共同で、空気吸い込み式パルスデトネーションエンジン（PDE）の開発を行っております。空気吸い込み式PDEは高燃費であることに加え、推力調整が容易であるなどのメリットがあり、ロケットの姿勢制御やドローンのような垂直離着陸機への応用が期待できます。2023年8月に室蘭工業大学白老実験場で空気吸い込み式PDEの燃焼実験を行いました。また2024年度9月にJAXAあきる野実験設備にて燃焼実験を行い、40Hz作動に成功しました。 |
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こちらで燃焼するPDEのムービーがご覧になれます。 |
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２．空中で静止可能な再使用型観測ロケットの開発研究 |
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JAXAや国内の大学、企業と連携し、垂直に離陸した後に高度100 km程度にまで上昇し、その後再び地上に戻ってくる垂直離着陸ロケット用の空気吸い込み式エンジンの開発を進めています。 |
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本プロジェクトに関する特設ページはこちら |
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３．超音速パラシュートに関する研究 |
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火星に探査機を着陸させようとするとき、減速時にパラシュートが使用されます．火星の大気は地球より薄いためパラシュートを超音速流中で展開する必要があります．超音速流中でパラシュートを展開すると大規模な流体振動が発生することが知られており、過去にはNASAもこの振動によりパラシュートを破損しています．この問題を解決するため、超音速風洞を用いたパラシュートの研究を行っています． |
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関連文献： |
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[1] Nimesh Dahal, Katsuyoshi Fukiba, Kazuki Mizuta, Yusuke Maru, "Study of Pressure Oscillations in Supersonic Parachute", International Journal of Aeronautical and Space Sciences 18, pp. 24-31 （2018） |
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４．極低温燃料の予冷に関する研究 |
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ロケットの打ち上げには液体水素や液体酸素といった極低温燃料が用いられます．これらの燃料を充填する際、配管やタンクが常温になっていると燃料との間に大きな温度差が生じます．このため燃料が沸騰し充填がスムーズにできなくなります．現在、ロケットの打ち上げ時には燃料の流量を絞ってゆっくり配管系を冷却していく「配管予冷」という作業が行われます．配管予冷には何時間もかかるほか、使用する燃料も膨大です．この問題を解決するため、配管の表面に特殊なコーティングを施す方法を提案し検証しています．現在までに予冷時間を1/3以下にする方法を開発しました． |
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関連文献： |
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[1] Katsuyoshi Fukiba, Satoru Tokawa, Hiroki Kawashima and Hiroki Adachi,
"Heat Transfer Enhancement in Chilldown Process with Electrospun Nanofiber
Coating",Cryogenics 101, pp. 75-78 （2019） |
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[2]Daisuke Takeda, Katsuyoshi Fukiba, Hiroaki Kobayashi, "Improvement
in pipe chilldown process using low thermal conductive layer", International
Journal of Heat and Mass Transfer 111, pp. 115-122 （2017） |
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５．航空機の着氷防止、熱交換器の着霜防止に関する研究 |
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航空機の着氷や熱交換器の着霜を防止する方法に関する研究を行っています．下の写真は大型の冷凍庫内で撮影された、微細な凹凸構造を持つ表面への着氷の画像です．凸部のみに着氷することで、氷の付着力が大幅に低下します． |
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関連文献： |
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[1]Takashi Kondo, Katsuyoshi Fukiba, An Attempt to Mitigate the Icing Problem
with Microgroove Processing on a Surface, A4-4, 2017 Asia-Pacific International
Symposium on Aerospace Technology, October 17, 2017, Seoul, Korea |
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６．極超音速ターボエンジンに関する研究 |
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大陸間遠距離輸送手段として、また未来の宇宙輸送手段として、空気吸い込み式エンジンを利用した極超音速機の開発が進められています。大気中を極超音速で飛行する場合、空力加熱により吸入した空気が高温になるため、従来のジェットエンジンでは十分な性能を発揮することができません。本研究ではこの問題を解決するため、極低温燃料などを利用した空気予冷却器（プリクーラ）を搭載した、予冷ターボエンジンなどの開発に関する基礎研究を行います。 |
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図１、飛行実験用予冷ターボエンジン（JAXA） |
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関連文献： |
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[1] Tetsuya sato, Hideyuki Taguchi, Hiroaki Kobayashi, Takayuki Kojima, Katsuyoshi Fukiba, Daisaku Masaki, Keiichi Okai, Kazuhisa Fujita, Motoyuki Hongoh, Shujiro Sawai, “Development Study of a Precooled Turbojet Engine,” Acta Astronautica, Volume 66, Issue 7-8s, April-May 2010, pp. 1169-1176. doi: 10.1016/j.actaastro. 2009.10.006 |
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７．空気予冷却器に関する基礎研究 |
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上記の極超音速ターボエンジンにおける最も特徴的な要素の一つが空気予冷却器です。この装置は液体水素などの燃料を利用して、吸入した高温の空気を冷却する熱交換器です。現在、冷却管に付着する霜が熱交換性能を悪化させることがわかっており、研究ではこれらの対策を含めて熱交換性能の向上を目指します。 |
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図２、プリクーラと冷却管表面への着霜 |
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2011.12.06 プリクーラの冷却試験に参加しました． |
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関連文献： |
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[1] Fukiba, K., Sato, S, Heat-transfer performance of a cooling tube with
an obstacle for protection under frosting conditions, Journal of Thermal
Science and Technology, Vol. 13, JTST0004, 2018. |
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[2] Nobuki Sonobe, Katsuyoshi Fukiba, Sota Sato, Yusuke Yoshimura, “Method
for Defrosting Heat Exchangers Using an Air-Particle Jet”, International
Journal of Refrigeration, Vol. 60, pp.261-269, 2015, DOI: 10.1016/j.ijrefrig.2015.08.017.
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８．超音速機周りの流れ等に関する研 |
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風洞やコンピュータを利用して、超音速機周りの流れなどを研究します。下の図は、極超音速エンジンを搭載して飛行実験を行う超音速飛行実験機の、機体前方のノーズコーン周りの圧力分布です。この計算では、圧力場より機体のマッハ数や姿勢角を算出する、ＡＤＳと呼ばれる手法の評価を行いました。この他、エンジンの配管内部の流れの研究などを行います。 |
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図３、超音速機ノーズコーン周り流れ |
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2012.7 超音速風洞実験（JAXAとの共同研究）を実施しました． |
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関連文献： |
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[1] K. Fukiba, N. Tsuboi and H. Kobayashi : Numerical Study of Flow Angles and Mach Number Measurement Using the Surface Pressure of a Supersonic Aircraft with Nose cone, Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 55, No. 2, 2012, pp. 81-88. |
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