2022/06/07 更新

オザワ コウヘイ
小澤 晃平
OZAWA Kohei
Scopus 論文情報  
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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
研究室住所
福岡県北九州市戸畑区仙水町1-1
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

  • 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

  • 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

  • Regression behavior of polylactic acid manufactured by fused filament fabrication for hybrid rocket propulsion 査読有り

    Kohei Ozawa, Han-wei Wang, Takefumi Inenaga, Nobuyuki Tsuboi

    Science and Technology of Energetic Materials ( 火薬学会 )   2021年12月

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

    DOI: 10.34571/stem.82.6_170

    Kyutacar

  • ハイブリッドロケットの推力 - 混合比制御のノミナル性能向上を詳細に評価

    小澤 晃平

    宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所年次要覧2020年度 ( 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 宇宙科学研究所 )   23 - 23   2021年11月

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    担当区分:筆頭著者   記述言語:日本語   掲載種別:記事・総説・解説・論説等(大学・研究所紀要)

  • Time-resolved fuel regression measurement function of a hybrid rocket solid fuel integrated by multi-material additive manufacturing 査読有り 国際誌

    Kohei Ozawa, Han-wei Wang, Takuro Yoshino, Nobuyuki Tsuboi

    Acta Astronautica   187   89 - 100   2021年06月

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

    DOI: 10.1016/j.actaastro.2021.06.031

  • Numerical simulations on propane/oxygen detonation in a narrow channel using a detailed chemical mechanism: formation and detailed structure of irregular cells 査読有り 国際誌

    Takeshima Naomi, Ozawa Kohei, Tsuboi Nobuyuki, Hayashi Koichi A., Morii Yuhi

    Shock Waves ( Springer )   2020年12月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)

    DOI: 10.1007/s00193-020-00978-5

    その他リンク: https://link.springer.com/article/10.1007/s00193-020-00978-5

  • Performance of Mixture-Ratio-Controlled Hybrid Rockets under Uncertainties in Fuel Regression 査読有り 国際誌

    Kohei Ozawa, Toru Shimada

    Journal of Propulsion and Power ( American Institute of Aeronautics and Astronautics )   37 ( 1 )   86 - 99   2020年10月

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

    DOI: 10.2514/1.B37970

    Kyutacar

  • Performance of Mixture-Ratio-Controlled Hybrid Rockets for Nominal Fuel Regression(共著) 査読有り 国際誌

    Kohei Ozawa, Toru Shimada

    Journal of Propulsion and Power ( American Institute of Aeronautics and Astronautics )   36 ( 3 )   400 - 414   2020年03月

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

    DOI: 10.2514/1.B37665

    Kyutacar

    その他リンク: https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.B37665

  • A Theoretical Study on Throttle Ranges of O/F Controllable Hybrid Rocket Propulsion Systems(共著) 査読有り

    Kohei OZAWA, Toru SHIMADA

    Journal of Fluid Science and Technology   13 ( 4 )   1 - 18   2018年11月

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

    DOI: 10.1299/jfst.2018jfst0031

    Kyutacar

    その他リンク: https://www.jstage.jst.go.jp/browse/jfst/-char/en

  • Three-dimensional numerical thrust performance analysis of hydrogen fuel mixture rotating detonation engine with aerospike nozzle(共著) 査読有り

    Nicolas Jourdaine, Nobuyuki Tsuboi, Kohei Ozawa, Takayuki Kojima, A.Koichi Hayashi

    Proceedings of the Combustion Institute   2018年10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)

    UK   Dublin   2018年07月29日  -  2018年08月03日

    DOI: 10.1016/j.proci.2018.09.024

    その他リンク: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1540748918306291

  • Hybrid Rocket Firing Experiments at Various Axial-Tangential Oxidizer-Flow-Rate Ratios(共著) 査読有り

    Kohei OZAWA, Koki KITAGAWA, Shigeru ASO, Toru SHIMADA

    Journal of Propulsion and Power   35 ( 1 )   94 - 108   2018年09月

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

    DOI: 10.2514/1.B36889

    Kyutacar

    その他リンク: https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.B36889

  • Experimental Investigation of Fuel Regression Rate of Low-Melting-Point Thermoplastic Fuels in the Altering-Intensity Swirling-Oxidizer-Flow-Type Hybrid Rocket Engine (共著) 査読有り

    Yo KAWABATA, Ayana BANNO, Yutaka WADA, Kohei OZAWA, Toru SHIMADA, Nobuji KATO, Keiichi HORI, Ryo NAGASE

    TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN   2018年05月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)

    DOI: 10.2322/tastj.16.267

  • Online Magnetometer Calibration in Consideration of Geomagnetic Anomalies Using Kalman Filters in Nanosatellites and Microsatellites 査読有り

    Takaya Inamori, Ryuhei Hamaguchi, Kouhei Ozawa, Phongsatorn Saisutjarit, Nobutada Sako, Shinichi Nakasuka

    Journal of Aerospace Engineering   29 ( 6 )   2016年06月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)

    DOI: 10.1061/(ASCE)AS.1943-5525.0000612

    その他リンク: https://ascelibrary.org/doi/pdf/10.1061/%28ASCE%29AS.1943-5525.0000612

  • Theoretical prediction of regression rates in swirl-injection hybrid rocket engines(共著) 査読有り

    K. Ozawa, T. Shimada

    Progress in Propulsion Physics   2016年06月

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

    DOI: 10.1051/eucass/201608283

  • A Theoretical Study of Combustion Stability in Vortex Injection Hybrid Rocket Engine(共著) 査読有り

    Kohei OZAWA, Toru SHIMADA

    TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN   2014年07月

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

    DOI: 10.2322/tastj.12.Pa_53

    その他リンク: https://www.jstage.jst.go.jp/browse/tastj/-char/en

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著書

  • 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

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

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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  

  • 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  

  • 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  

  • Two-Dimensional Numerical Simulation of Flame Acceleration and Deflagration-to-Detonation Transition in Channels with Obstacles: Effects of Blockage Ratio and Chanel Size

    Kanta Iwasaki

    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  

  • Two-dimensional Numerical Simulations on Unstable Propagation of Propane/Oxygen Detonation Using a Detailed Chemical Mechanism

    Naomi Takeshima

    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  

  • 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  

  • Visualization of Boundary Layer Combustion of Wax-Based Fuels in Horizontal and Vertical Chamber Configurations

    Kohei OZAWA

    International Symposium on Space Technology and Science  The Japan Society for Aeronautical and Space Sciences

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    開催期間: 2019年06月15日 - 2019年06月21日   記述言語:英語  

  • Numerical Study on Cryogenic Jet/Crossflow Interaction Structures under a Supercritical Pressure

    Taishi AMANO

    International Symposium on Space Technology and Science  The Japan Society for Aeronautical and Space Sciences

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    開催期間: 2019年06月15日 - 2019年06月21日   記述言語:英語  

  • Feasibility Study of a Real-time Fuel Regression Rate Measurement using an Electrostatic Capacitive Probe for Hybrid Rocket Engines

    Han Weig WANG

    International Symposium on Space Technology and Science  The Japan Society for Aeronautical and Space Sciences

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    開催期間: 2019年06月15日 - 2019年06月21日   記述言語:英語  

  • カーボンブラックを用いたメタン/酸素予混合気におけるデ トネーションセル構造の可視化とギャッロッピングデトネーシ ョンの速度振動の詳細計測

    久門昂平

    日本機械学会九州支部 第72期総会講演会 講演論文集 

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    開催期間: 2019年03月14日   記述言語:日本語  

  • Development of a high efficiency system with a rotating detonation engine for a gas turbine engine (RDE-GTE) using pressure gain combustion

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

    AIAA Scitech 2019 Forum 

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    開催期間: 2019年01月01日   記述言語:英語  

  • Three-dimensional numerical simulation of disk rotating detonation engine: Unsteady flow structure

    Watanabe T., Jourdaine N., Ozawa K., Tsuboi N., Kojima T., Hayashi A.

    AIAA Scitech 2019 Forum 

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    開催期間: 2019年01月01日   記述言語:英語  

  • 数値解析及び風洞試験によるオービター搭載Waveriderの空力 特性調査

    宇崎友規

    第62回宇宙科学技術連合講演会 

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    開催期間: 2018年10月24日 - 2018年10月26日   記述言語:日本語  

  • 軸・接線噴射を用いたハイブリッドロケットエンジンのインジェクタ特性解析

    吉野 拓郎

    第62回宇宙科学技術連合講演会 

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    開催期間: 2018年10月24日 - 2018年10月26日   記述言語:日本語  

  • 加速度環境におけるハイブリッドロケット用ワックス燃料の境界層燃焼可視化に関する研究

    吉野 拓郎

    第62回宇宙科学技術連合講演会 

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    開催期間: 2018年10月24日 - 2018年10月26日   記述言語:日本語  

  • ハイブリットロケットの推力・酸燃比制御に向けた新しい瞬時後 退速度計測手法

    王 瀚緯

    第62回宇宙科学技術連合講演会 

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    開催期間: 2018年10月24日 - 2018年10月26日   記述言語:日本語  

  • Visualization of boundary layer combustion of wax-based fuels in vertical and horizontal configurations

    Ozawa K., Yoshino T., Tsuboi N.

    2018 Joint Propulsion Conference 

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    開催期間: 2018年07月09日 - 2018年07月11日   記述言語:英語  

  • 加速度環境におけるワックス燃料の境界層燃焼可視化実験へ向けた着火方法の検討

    吉野 拓郎, 小澤 晃平, 坪井 伸幸

    日本機械学会九州支部講演論文集 

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    開催期間: 2018年01月   記述言語:日本語  

    CiNii Article

  • 強度可変酸化剤流旋回型ハイブリッドロケットにおける酸化剤軸・接線噴射の非定常数値解析

    後藤 祥太, 小澤 晃平, 宇崎 友規, 西川 佳希, 坪井 伸幸

    日本機械学会九州支部講演論文集 

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    開催期間: 2018年01月   記述言語:日本語  

    CiNii Article

  • Monitoring of natural disaster based on Synthetic Aperture Radar (SAR) satellite in Southeast Asia

    Seo S., Nomura S., Ariu K., Yoshihara Y., Kumse K., Funabiki N., Ozawa K., Tanaka E., Yuki T.

    Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC 

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    開催期間: 2017年09月25日 - 2017年09月29日   記述言語:英語  

    Southeast Asia is a region that is severely affected by a variety of natural disasters, such as typhoons, heavy rain, earthquakes, and volcanic eruptions. Synthetic-Aperture Radar (SAR) has a large advantage in speed of data acquisition and observation because it can observe in the night or through clouds. SAR has been implemented only on large satellites so far. However, recently, a new concept of SAR and a high-speed downlink system using single small satellites has been developed. This technology can drastically decrease development costs of SAR satellites, increase the frequency of observations using a constellation of SAR satellites, and enable many developing countries to have SAR satellites. Moreover, this technology enables Southeast Asian countries to construct a shared rapid disaster observation system internationally. In this paper, a possible business model from the viewpoints of Japanese manufacturer and governments that utilize a feasible SAR satellite system based on MicroXSAR is described. A cost-benefit analysis is conducted and presented from the perspective of the manufacturer. Besides, the price of the whole observation systems is also calculated using a cost-estimation method of satellites, and is evaluated from the aspects of economic powers of Southeast Asian countries.

  • Effects of O/F shifts on flight performances of vertically launched hybrid sounding rockets

    Ozawa K., Shimada T.

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

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    開催期間: 2017年01月01日   記述言語:英語  

    Impacts of various types of O/F shifts on flight performances of a single stage sounding rocket with a scale of S-520 sounding rocket series were comprehensively evaluated by flight simulations of O/F controlled and uncontrolled hybrid rockets. Before the simulation, sources of O/F shifts and factors affected by O/F shifts were classified and discussed in order to clarify the respective sets of simulations. O/F shifts along with the median fuel regression rate behaviors, systematic errors of the behaviors, and random errors of fuel regression rates were statistically modelled using multiple regression theroy. Shifts of thermodynamic states of productive gases after combustion, shifts of c ∗ efficiency, and nozzle throat erosion were modelled as factors affected by O/F shifts. Operations of propulsion systems were assumed to include throttling. In the presence of O/F shifts along with a median regression rate equation, shifts of thermodynamic states of productive gases were the dominant factor causing performance losses of O/F uncontrolled rockets. In the presence of systematic or random errors of fuel regression rates, residuals of propellants were the other dominant factor to decrease flight performances. Especially in the random error cases, as a result of 3000 times of flight performances, the guaranteed highest altitude of the O/F controlled rocket was 5.2% higher than that of uncontrolled rocket within ±3σ. This result shows that the O/F controlled hybrid rockets have about 2.6% higher acceleration than the O/F uncontrolled rockets. Accuracy of acceleration of the O/F controlled hybrid rocket was 10 times higher than that of the O/F uncontrolled hybrid rocket. These results indicate that the significance of O/F shifts elimination of hybrid rockets from both the aspects of expectancy and accuracy of flight performances.

  • Static burning tests on a bread board model of altering-intenisty swirling-oxidizer-flow-type hybrid rocket engine

    Ozawa K., Usuki T., Mishima G., Kitagawa K., Yamashita M., Mizuchi M., Katakami K., Maji Y., Aso S., Tani Y., Wada Y., Shimada T.

    52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, 2016 

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    開催期間: 2016年01月01日   記述言語:英語  

    © 2016, American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc, AIAA. All rights reserved. A bread board model of Altering-number Swirling Flow Type (A-SOFT) hybrid rocket engine has been newly developed and the static burning tests have been conducted. A-SOFT hybrid rocket engines have controllability of both thrust and O/F without any replacement of components in the engine. This advantage is acquired by controlling oxidizer mass flow rate and effective swirl number. The purpose of this set of experiments is to confirm the continuity, monotonousness and predictability of the performances of A-SOFTs. The A-SOFT BBM showed a favorable fuel regression behavior. The fuel regression averaged along spatial direction fit the shape of regression rate function proposed before the experiments within ±3.5% errors, and the fuel regression rates are continuous and monotonous along swirl number and oxidizer mass flux. The O/F and thrust data also respectively fit the prediction formulas within ±4.2% and ±4.7% errors. c* efficiency is evaluated with the Isp efficiency - nozzle efficiency ratio η Isp / η C F in order to compensate the pressure sensing errors caused by the centrifugal forces of swirling flows. Though η Isp / η C F in the cases of weak swirl injection was clearly larger than in the cases of axial injection, its dependence on effective geometric swirl number was not clear in strong swirl conditions.

  • Flame emission spectroscopy in a paraffin-based hybrid rocket

    Stober K., Leccese G., Narsai P., Ozawa K., Cantwell B.

    Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC 

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    開催期間: 2016年01月01日   記述言語:英語  

    Copyright © 2016 by the International Astronautical Federation (IAF). All rights reserved. A spectrometer was used to measure the emissions emanating from the plume and combustion chamber of a paraffin-based hybrid rocket. Flame emissions were captured between 200-900 nm at numerous points during the 3-7 second ground tests. Time-resolved blackbody emissions were obtained, as well as emission and absorption peaks associated with combustion products, emanating from the plume and combustion chamber. Plume measurements were taken seven inches aft of the nozzle exit plane at the center of the plume. The rocket is described in Narsai et al. [1] and utilizes paraffin and additives as fuel along with gaseous oxygen as the oxidizer. Chamber pressure and oxidizer flow rates were varied in order to validate results over a wide range of operating conditions. The blackbody emissions were fit to Planck's law in order to estimate flame temperature. The observed temperatures matched well with simulations run via a chemical equilibrium solver [2] . Further validation of the algorithm used to estimate flame temperature was provided by capturing emissions from a tungsten filament. Additionally, numerous species of interest were identified, including igniter materials and combustion products which contributed to erosion of the nozzle. Two other techniques for estimating flame temperature were investigated: (1) the analysis of OH emission bands near 315 nm and (2) the analysis of the sodium D-lines around 590 nm. Trace amounts of sodium chloride were added to the melted paraffin wax prior to spin-casting in order to attempt to produce D-line emissions. Absorption spectroscopy was conducted on paraffin and a blackener dye used to improve the absorption of thermal radiation at the exposed surface of the fuel grain. Absorption spectra were acquired between 0.2 and 22 microns. These absorption spectra were compared with flame emission spectra within the combustion chamber in order to gain insight into how heat is transferred from the flame to the fuel surface.

  • Performance calculations and burning tests on altering-intensity swirling oxidizer flow type hybrid rocket engines

    Ozawa K., Kitagawa K., Shimada T.

    Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC 

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    開催期間: 2015年01月01日   記述言語:英語  

    As a technique to eliminate O/F shifts, Altering-intensity Swirling Oxidizer Flow Type (A-SOFT) hybrid rocket is proposed using the combination axial and tangential oxidizer injection. In this paper, the possible geometric design point of the motor is considered about 2-tons class single stage A-SOFT hybrid rockets, and the nominal performance increase by eliminating O/F shifts is evaluated. The highest altitude of the A-SOFT is 450 [km] and the averaged ISP is 284[s] with 100[kg] payload, and this performance is several percent higher than the ones of S-520 with 95[kg] payload, Japanese 2-tons class solid sounding rocket. Though A-SOFTs increase the nominal flight performance by 1% from Swirling Oxidizer Flow Type hybrid rockets, which cannot O/F shift, their feedback control prevents the large performance losses caused by fuel regression errors and residuals, and this function is not found in the conventional hybrid rockets. In this paper, a planning of steady state burning tests of A-SOFT bread board model is also explained. The purpose of the burning tests are to demonstrate the concept of A-SOFTs. The test motor is 250[N] scale and uses polypropylene and GOX and its burning duration is 5[s] . In more than 10 times steady state tests, 50% throttling conditions with effective geometric swirl intensity between 0 and 37.3 are inculded.

  • Flight performance simulations of vertical launched sounding rockets using altering-intensity swirling-oxidizer-flow-type hybrid motors

    Ozawa K., Shimada T.

    51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference 

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    開催期間: 2015年01月01日   記述言語:英語  

    © 2015, American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc, AIAA. All rights reserved. In practical usage of conventional hybrid rocket engines, the oxidizer-to-fuel ratio (O/F) shift occurs by either the fuel port diameter increase or throttling because the fuel regression rate is not proportional to the oxidizer mass flux. As a promising technique to eliminate the O/F shift in a wide throttling range, Altering-intensity-Swirling-Oxidizer-Flow-Type (A-SOFT) hybrid rocket engines are proposed. A-SOFTs control O/F, independently of thrust, with the swirl intensity of oxidizer from the injector, as well as the mass flow rate of the oxidizer. In this paper, the increase rates of engine performance caused by O/F shift eliminating technique are evaluated with a vertical launch simulation for single stage sounding rockets. This simulation includes the throat erosion and c* efficiency models which can be affected by O/F shifts. The statistical uncertainty of fuel regression model is also included to evaluate the robustness of A-SOFTs and SOFTs. The increase rates of total impulse and maximum altitude of A-SOFTs compared to SOFTs depends on maximum oxidizer mass flow rate and are about 2% and 4% respectively. The most effective indicators in this evaluation to the flight performance are residuals of propellants and c* efficiency. Owing to the sensitivity of the flight performances to residuals, the fuel regression errors can cause risks of large losses of the highest altitude in SOFTs, and it is found that the feedback control of A-SOFTs have robustness to the fuel regression errors to some extent. c* efficiency dependent on L* is also sensitive to O/F shifts because O/F shifts affect combustion chamber volume and increase of throat area.

  • Linear stability analysis of uni-directional vortex injection hybrid rocket engines

    Ozawa K., Shimada T.

    50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference 2014 

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    開催期間: 2014年01月01日   記述言語:英語  

    © 2014 by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. All rights reserved. In this paper, first, a theoretical prediction method of regression rates and heat flux to solid fuels of uni-directional vortex injection hybrid rocket engines is developed by introducing a new swirl intensity decline model toward axial direction. Next, a linear propagative relation of heat flux to solid fuels with disturbances of oxidizer mass flux, fuel regression, and initial swirl intensity is derived. The couple of this response model and another unteady response model of solid fuel gasification amplifies oxidizer mass flux disturbance in the form of regression rate oscillation. This is the basic mechanism of low frequency instability unique to hybrid rocket engines. The linear stability analysis for uni-directional vortex types simulating both ILFI amplification source and main stream model is conducted. The result of this analysis shows that uni-directional vortex injection hybrid rocket engines have the same linear unstable mode as axial hybrid rocket engines.

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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

  • 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  

  • 3Dプリンタ製機能性固体燃料を用いた超小型衛星用スラスタの高度化

    2019年10月 - 2021年03月

    公益財団法人服部報公会 工学研究奨励援助金  

  • 2通りの静的加速度環境における多様な燃焼圧での黒色ワックス燃料の境界層燃焼特性

    2019年08月

    公益財団法人宇宙科学振興会 国際学会出席旅費支援  

  • 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

    2019年04月 - 2020年03月

    公益財団法人 火薬工業技術奨励会 研究助成金  

  • 爆轟波を用いた環境性に優れたロケット上段用姿勢制御スラスタの研究

    2019年04月 - 2020年03月

    平成31年度新成長戦略推進研究開発事業(シーズ創出・実用性検証事業)  

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    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。

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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)

  • 2019年度   宇宙システム工学入門

  • 2017年度   機械工学実験Ⅱ

  • 2017年度   機械工学実験Ⅰ

  • 2017年度   宇宙工学入門

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