2024/07/26 更新

オザワ コウヘイ
小澤 晃平
OZAWA Kohei
Scopus 論文情報 (2014~2025)
総論文数: 33  総Citation: 268  h-index: 9

Citation Countは当該年に発表した論文の被引用数

所属
大学院工学研究院 機械知能工学研究系
職名
准教授
外部リンク

研究キーワード

  • 流体力学

  • 燃焼学

  • ロケット工学

研究分野

  • フロンティア(航空・船舶) / 航空宇宙工学

取得学位

  • 東京大学  -  博士(工学)   2017年03月

学内職務経歴

  • 2022年02月 - 現在   九州工業大学   大学院工学研究院   機械知能工学研究系     准教授

  • 2017年03月 - 2022年01月   九州工業大学   大学院工学研究院   機械知能工学研究系     助教

学外略歴

  • 2015年04月 - 2017年03月   東京大学   工学系研究科   日本学術振興会特別研究員   日本国

  • 2024年02月 - 2027年02月   ミシガン大学   航空宇宙工学科   客員研究員   客員研究員   アメリカ合衆国

  • 2022年02月 - 2024年02月   ミシガン大学   日本学術振興会 海外特別研究員   客員研究員   アメリカ合衆国

所属学会・委員会

  • 2020年07月 - 現在   火薬学会   日本国

  • 2020年06月 - 現在   宇宙工学委員会   日本国

  • 2018年03月 - 現在   日本機械学会   日本国

  • 2014年06月 - 現在   アメリカ航空宇宙学会   アメリカ合衆国

  • 2013年06月 - 現在   日本航空宇宙学会   日本国

研究経歴

  • 液化ガス燃料を用いた革新的爆轟推進の研究

    回転デトネーションエンジン、パルスデトネーションエンジン

    研究期間: 2024年04月  -  現在

  • 3次元プリンタを用いたリアルタイム性能の自己評価機能を持つハイブリッドロケットの研究

    ハイブリッドロケット、リアルタイム燃料後退速度測定、機能性固体燃料、エンジンフィードバック制御

    研究期間: 2019年04月  -  現在

  • デトネーションを用いた姿勢制御装置の研究開発

    デトネーション、姿勢制御スラスタ

    研究期間: 2018年09月  -  現在

  • 低粘性液化燃料を生ずる境界層燃焼の加速度環境下における燃焼機構解明

    加速度環境, 境界層燃焼, 混相流, 超臨界流体

    研究期間: 2018年04月  -  現在

論文

  • Two-dimensional detailed numerical simulation of ammonia/hydrogen/air detonation: hydrogen concentration effects and transverse detonation wave structure 査読有り 国際誌

    Kohama S., Ito T., Tsuboi N., Ozawa K., Hayashi A.K.

    Shock Waves   34 ( 2 )   139 - 154   2024年04月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)

    Numerical simulations on ammonia/hydrogen/air detonation are performed using a detailed reaction model to investigate the cellular instability and detonation dynamics as a function of hydrogen content. The UT-LCS model that includes 32 species and 213 elementary reactions is used in the present simulations. The fifth-order target compact nonlinear scheme captured the unstable detonation dynamics and the complicated flow structure including the propagation of a sub-transverse wave. The simulation performed with different hydrogen dilutions shows that the detonation propagates at the Chapman–Jouguet velocity for all cases, and the cell size for the ammonia/hydrogen mixing ratio α=0.3 becomes approximately 10 times larger than that for α=1.0 (hydrogen/air mixture). A transverse detonation produces a finescale cellular structure on the computed maximum pressure history. This complex shock formation is similar to those of a spinning detonation and two-dimensional propane/oxygen detonation. The cellular irregularity increases with decreasing hydrogen content because ammonia destabilizes the detonation cellular structure with a reduced activation energy of more than approximately 8.

    DOI: 10.1007/s00193-024-01181-6

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  • Visualization of the physical destruction process of additive-manufactured regression sensor structures 査読有り

    Kohei Ozawa, Tomoya Neki, Nobuyuki Tsuboi

    Science and Technology of Energetic Materials ( 火薬学会 )   84 ( 2 )   24 - 31   2023年05月

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    担当区分:筆頭著者, 責任著者   記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)

    DOI: 10.34571/stem.84.2_24

    DOI: 10.34571/stem.84.2_24

  • Numerical Simulation on Rotating Detonation Engine: Effect of Number of Injection Ports in Non-Premixed H2-O2 Gases 国際誌

    Yoshidomi K., Kurita N., Ozawa K., Tsuboi N., Hayashi A.K., Kawashima H.

    AIAA Science and Technology Forum and Exposition, AIAA SciTech Forum 2022   2022年01月

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

    The effect of the number of injection ports in H2-O2 non-premixed gases on the performance of rotating detonation engine is estimated using two-dimensional numerical simulation with a detailed H2-O2 chemical reaction model. The differences in the instantaneous flow field, specific impulse, detonation velocity, and pressure gain are discussed among three configurations with the different numbers of injection ports. The detonation disappears for the 40-port configuration, while it continues to propagate stably for 60-and 80-port configurations. During the detonation propagation, the specific impulse has small, but significant difference depending on the number of injection ports. Detonation velocity is lower than the CJ velocity and its difference increases as the number of injection ports decreases. Pressure gain using oxygen has a maximum value of-0.084 at the 60-port configuration.

    DOI: 10.2514/6.2022-1112

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  • Experimental and Numerical Study on Disc-RDE: Relation between Number of Detonation Wave and Pressure 国際誌

    Koichi Hayashi A., Ohno K., Ishii K., Shimomura K., Tsuboi N., Ozawa K., Jourdaine N.H., Dzieminska E., Obara T., Maeda S., Mizukaki T.

    AIAA Science and Technology Forum and Exposition, AIAA SciTech Forum 2022   2022年01月

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

    Disc-RDE is studied experimentally and numerically to figure out how single-wave mode and double-wave mode appear. From the measurement, we can pick up the better condition for the better pressure gain result. The experimental results are obtained that rotating detonation waves mainly propagate near the outer circumference of the combustion chamber. A transition of the wave number from single to double is found to exist at the equivalence ratio of 0.67 to 0.84. However, the normal transition of wave number is from double to single transition at the equivalence ratio of 1.45 and higher. Numerical work starts with a single-wave system to turn to double-wave system, then single-wave system back due to the ignition, bifurcation, and so on. Depending on the condition, a single-wave becomes a double-wave, which is confirmed at both the experiment and numerical analysis. The reduction of detonation velocity is confirmed at both experiment and numerical calculation up to 7 % when a single detonation becomes double one.

    DOI: 10.2514/6.2022-0837

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  • Attempts of Time-Resolved Fuel Regression Measurements of an Altering-Swirling-Oxidizer-Flow-Type Hybrid Rocket Motor 国際誌

    Ozawa K., Omiya K., Tsuboi N., Ishii K.

    AIAA AVIATION 2022 Forum   2022年01月

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    担当区分:筆頭著者, 責任著者   記述言語:英語   掲載種別:研究論文(国際会議プロシーディングス)

    This paper presents efforts to acquire the time-resolved fuel regression data of an Altering-Swirling-Oxidizer-Flow-Type (A-SOFT) hybrid rocket motor using polylactic acid (PLA)-based segmented solid fuels as well as the steady-state fuel regression behavior of the A-SOFT with PLA-based solid fuel. The sensing segments are manufactured by the multi-material Fused Filament Fabrication. They have a ladder-shaped resistor structure to detect the fuel regression in the form of rapid voltage changes caused by its rung destruction. Despite the successful firings of the motor, the verification of the temporally resolved fuel regression was imperfect. The destructions of the first and final rungs provided rapid voltage change, but the other rungs did not provide a rapid voltage change when they were expected to be broken according to the time-averaged regression rate of the segment. The major factors causing the unexpected sensor voltages can include chamber pressure and thermal environments in the motor because the sensor structure had not been tested under these conditions. The spatiotemporal-averaged fuel regression behavior was approximated by a fuel-mass-flux-based linear regression, reflecting the variety of filling rates in additive-manufactured solid fuels. The approximation agreed with the resultant fuel regression behavior, with the residual standard deviation of 2.97×10-2 mm/s. The segmentation of the solid fuels provided the ease of post-experimental measurements of axial distribution of regression rates.

    DOI: 10.2514/6.2022-3565

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著書

  • Hybrid Propulsion Technology Development in Japan for Economic Space Launch 査読有り

    Shimada T., Yuasa S., Nagata H., Aso S., Nakagawa I., Sawada K., Hori K., Kanazaki M., Chiba K., Sakurai T., Morita T., Kitagawa K., Wada Y., Nakata D., Motoe M., Funami Y., Ozawa K., Usuki T.(共著)

    Springer Aerospace Technology  2017年01月 

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    記述言語:英語

    The demand for the economic and dedicated space launchers for vast amount of lightweight, so-called nano-/microsatellites, is now growing rapidly. There is a strong rationale for the usage of the hybrid propulsion for economic space launch as suggested by the assessment conducted here. A typical concept of development of such an economic three-stage launcher, in which clustering unit hybrid rocket engines are employed, is described with a development scenario. Thanks to the benefits of hybrid rocket propulsion, assuring and safe, economic launcher dedicated to lightweight satellites can be developed with a reasonable amount of quality assurance and quality control actions being taken in all aspects of development such as raw material, production, transportation, storage, and operation. By applying a multi-objective optimization technique for such a launch system, examples of possible launch systems are obtained for a typical mission scenario for the launch of lightweight satellites. Furthermore, some important technologies that contribute strongly to economic space launch by hybrid propulsion are described. They are the behavior of fuel regression rate, the swirling-oxidizer-flow-type hybrid rocket, the liquid oxygen vaporization, the multi-section swirl injection, the low-temperature melting point thermoplastic fuel, the thrust and O/F simultaneous control by altering-intensity swirl-oxidizer-flow-type (A-SOFT) hybrid, the numerical simulations of the internal ballistics, and so on.

    DOI: 10.1007/978-3-319-27748-6_22

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  • Chemical Rocket Propulsion: A Comprehensive Survey of Energetic Materials

    De Luca, L.T., Shimada, T., Sinditskii, V.P., Calabro, M. (Eds.), Ozawa, K.( 範囲: Part VI Hybrid Rocket Propulsion, Hybrid Propulsion Technology Development in Japan for Economic Space Launch, pp. 545-576.)

    Springer  2016年08月  ( ISBN:978-3319277462

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    記述言語:英語

口頭発表・ポスター発表等

  • Accuracy of real-time fuel regression measurement function of a 3d printed solid fuel

    Ozawa K., Wang H.W., Inenaga T., Tsuboi N.

    AIAA Propulsion and Energy 2020 Forum  American Institute of Aeronautics and Astronautics

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    開催期間: 2020年08月24日 - 2020年08月26日   記述言語:英語  

  • Real-time Regression Rate Measurement of an Additive-manufactured Functional Hybrid Rocket Fuel

    Kohei Ozawa, Han Wei Wang, Takuro Yoshino, Nobuyuki Tsuboi

    70th International Astronautical Congress 

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    開催期間: 2019年10月21日 - 2019年10月25日   記述言語:英語  

  • Investigation of Graphite Nozzle Erosion in Hybrid Rockets Using N2O/HDPE

    Kohei Ozawa

    AIAA Propulsion and Energy 2019 Forum 

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    開催期間: 2019年08月19日 - 2019年08月22日   記述言語:英語  

  • Boundary-Layer Combustion of Wax-based Fuels at Various Chamber Pressures under Two Static Acceleration Environments

    Kohei Ozawa

    AIAA Propulsion and Energy 2019 Forum 

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    開催期間: 2019年08月19日 - 2019年08月22日   記述言語:英語  

  • Simulation of a Detonation Propagation in a Two-phase Gas/liquid Cross Flow Injection

    Nicolas Jourdaine

    27th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems 

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    開催期間: 2019年07月28日 - 2019年08月02日   記述言語:英語  

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工業所有権

  • 燃焼装置及びその製造方法、並びに、ハイブリッドロケットエンジン

    小澤晃平, オウ カンイ, 吉野拓郎

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    出願番号:2019-190285  出願日:2019年10月17日

講演

  • Combustion Flow of Wax-based Hybrid Rockets in Various Acceleration Environments

    JST さくらサイエンスプラン 2019 年度 熱流体工学分野に関する国際共同セミナー  2019年08月  九州工業大学

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    講演種別:基調講演   開催地:九州工業大学戸畑キャンパス  

報道関係

  • CLOSE-UP JKA   新聞・雑誌

    小澤晃平

    西日本新聞  2021年08月06日

学術関係受賞

  • 火薬学会奨励賞

    火薬学会   ハイブリッドロケット用多素材3Dプリント燃料についての研究   2022年05月24日

    小澤晃平

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    受賞国:日本国

  • JAICI賞

    一般社団法人化学情報協会   2022年05月24日

    小澤晃平

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    受賞国:日本国

  • AIAA Hybrid Rocket Best Student Paper

    AIAA   2016年07月27日

    Kohei Ozawa, Toru Shimada

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    受賞国:アメリカ合衆国

  • Japanese Rocket Society Award

    International Symposium on Space Technology and Science   2013年06月09日

    Kohei Ozawa

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    受賞国:日本国

科研費獲得実績

  • 液化ガス燃料を用いた革新的爆轟推進の研究

    研究課題番号:24K01082  2024年04月 - 2028年03月   基盤研究(B)

  • 低粘性液化燃料を生ずる境界層燃焼の加速度環境下における燃焼機構解明

    研究課題番号:18K13926  2018年04月 - 2022年03月   若手研究

  • ハイブリッドロケットの酸化剤旋回流を用いた最適混合比と推力の同時制御

    研究課題番号:15J08028  2015年04月 - 2017年03月   特別研究員奨励費

受託研究・共同研究実施実績

  • パルスデトネーションエンジンを応用した姿勢制御スラスタの研究開発

    2018年09月 - 現在

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    研究区分:受託研究

    目的: デトネーションを応用し、小型ロケットに搭載する無毒・低コスト・高効率な姿勢制御スラスタを研究開発する準備段階として、エンジンの研究開発ノウハウを獲得する。また、エンジニアリングモデル開発に向けた課題を洗い出す。

    研究内容:
    小型のパルスデトネーションエンジンを試作し大気中で燃焼実験を行い、所望の性能が出るか検証する。

その他競争的資金獲得実績

  • 円盤型回転爆轟エンジンの爆轟波特性決定機構の解明

    2022年02月 - 2024年02月

    日本学術振興会 海外特別研究員 滞在費・研究活動費  

  • 低粘性液化燃料を生ずる境界層燃焼の加速度環境下における燃焼機構解明

    2021年04月 - 2022年03月

    令和 3 年度 Linear Hyper G 公募共同研究  

  • 燃料流量計測機能を持つ固体燃料の高性能化に向けたグラフェン混合導電性樹脂の研究

    2020年04月 - 2021年03月

    公益財団法人 火薬工業技術奨励会 研究助成金  

  • 低粘性液化燃料を生ずる境界層燃焼の加速度環境下における燃焼機構解明

    2020年04月 - 2021年03月

    令和 2 年度 Linear Hyper G 公募共同研究  

  • 3Dプリンタ製機能性固体燃料を用いたハイブリッドロケットの閉ループ推力制御高度化実証

    2020年04月 - 2021年03月

    機械振興補助事業 若手研究  

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海外研究歴

  • 円盤型回転爆轟エンジンの爆轟波特性決定機構の解明

    ミシガン大学アナーバー校  アメリカ合衆国  研究期間:  2022年02月28日 - 現在

  • 小型ハイブリッドロケットエンジン内部燃焼流のパラメトリック研究および可視化

    スタンフォード大学  アメリカ合衆国  研究期間:  2016年07月03日 - 2016年10月02日

担当授業科目(学内)

  • 2023年度   機械工学実験Ⅰ

  • 2023年度   機械工学実験Ⅰ

  • 2023年度   機械工学実験Ⅰ

  • 2019年度   宇宙システム工学入門

  • 2017年度   宇宙工学入門

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教育活動に関する受賞・指導学生の受賞など

  • ミスミ学生ものづくり支援

    株式会社ミスミグループ本社  

    2018年12月18日

    吉野拓郎

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    学生のものづくり・研究に対する支援

学会・委員会等活動

  • 日本航空宇宙学会西部支部   常任幹事  

    2020年03月 - 2021年02月

社会貢献活動(講演会・出前講義等)

  • NHK高専ロボコン 九州沖縄地区大会 主審

    2017年10月20日 - 2017年10月21日

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    種別:その他