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Mizukaki Lab., Dept. of Aeronautics and Astronautics, School of Engineering
水書研究室紹介
指導教員・教授 水書 稔治
航空宇宙学専攻
Mizukaki Lab., Dept. of Aeronautics and Astronautics, School of Engineering
高エンタルピ流体力学 → 超音速機から惑星探査機「超高速」,「超高温」,「非線形」現象の流体力学
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Mizukaki Lab., Dept. of Aeronautics and Astronautics, School of Engineering
取り組んでいる研究課題
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気流発生装置• 衝撃波管• 衝撃波風洞• 小型ガス銃
衝撃波の制御• 惑星探査機用空力減速装置• 超音速機の空気取り入れ口
爆発による衝撃波とその影響• 爆風模擬実験装置• 爆発事故時の影響低減• 衝撃波の作用
計測法• Background-Oriented Schlieren
• 高速応答型感圧塗料(PSP)• Adaptive Optics
• Laser-Induced Thermal Acoustic
推進機利用• Pulse Jet Engine
• Pulse Detonation Engine
• PJE for Martian Atmosphere
• UAV
流体数値解析(CFD)• 実験検証• 流体・構造連成問題
高エンタルピ流れ(衝撃波)に関する実験/数値流体力学
Mizukaki Lab., Dept. of Aeronautics and Astronautics, School of Engineering
取り組んでいる研究課題
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気流発生装置• 衝撃波管• 衝撃波風洞• 小型ガス銃
衝撃波の制御• 惑星探査機用空力減速装置• 超音速機の空気取り入れ口
爆発による衝撃波とその影響• 爆風模擬実験装置• 爆発事故時の影響低減• 衝撃波の作用
計測法• Background-Oriented Schlieren
• 高速応答型感圧塗料(PSP)• Adaptive Optics
• Laser-Induced Thermal Acoustic
推進機利用• Pulse Jet Engine
• Pulse Detonation Engine
• PJE for Martian Atmosphere
• UAV
流体数値解析(CFD)• 実験検証• 流体・構造連成問題
高エンタルピ流れ(衝撃波)に関する実験/数値流体力学
Mizukaki Lab., Dept. of Aeronautics and Astronautics, School of Engineering
実験室(高速空力室,6棟1階の一番奥)
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反射型衝撃波風洞 3x4RST二重隔膜型衝撃波管 5x5DDST
無隔膜衝撃波管 D5DLST
可視化計測光学系
高速応答型感圧塗料調整
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反射型衝撃波風洞3x4RST-火星大気中での衝撃波研究用として設計・製作
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計測部断面: 3 cm x 4cm
気流Mach数: 3.0
ノズル: 特性曲線ノズル
気流持続時間:約2.2 ms
駆動気体/試験気体:He/Air
初期衝撃波M数:Ms 3.4 (テイラリング)
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取り組んでいる研究課題
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気流発生装置• 衝撃波管• 衝撃波風洞• 小型ガス銃
衝撃波の制御• 惑星探査機用空力減速装置• 超音速機の空気取り入れ口
爆発による衝撃波とその影響• 爆風模擬実験装置• 爆発事故時の影響低減• 衝撃波の作用
計測法• Background-Oriented Schlieren
• 高速応答型感圧塗料(PSP)• Adaptive Optics
• Laser-Induced Thermal Acoustic
推進機利用• Pulse Jet Engine
• Pulse Detonation Engine
• PJE for Martian Atmosphere
• UAV
流体数値解析(CFD)• 実験検証• 流体・構造連成問題
高エンタルピ流れ(衝撃波)に関する実験/数値流体力学
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パルス・ジェット・エンジン: 火星航空機用エンジンへの利用可能性
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・単純構造(軽量,駆動機構が無い)・自己着火性(補機が不要)・多様な燃料と燃焼方式の可能性(酸素を酸化剤としない燃焼方式の可能性)
1944年 German Fi-103 (V-1 Flying bomb)
more than 24,000 launches
Argus AS014 (thrust 300 kgf)
1945年 German Luftwaffe Me-328 (jet fighter)
USAF JB-2; Ford PJ31F1
NACA-MR-E5J02 (1945)
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衝撃波の推進機利用: PJE燃焼に関する基礎研究
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Operation freq.:180 Hz
Thrust: 3.2 kgf
Fuel consumption:
100 – 120 ml / min.
Fuel: gasoline
Injection type: Venturi tube
Ignition: Spark plug
Dry mass: 0.6 kg
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取り組んでいる研究課題
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気流発生装置• 衝撃波管• 衝撃波風洞• 小型ガス銃
衝撃波の制御• 惑星探査機用空力減速装置• 超音速機の空気取り入れ口
爆発による衝撃波とその影響• 爆風模擬実験装置• 爆発事故時の影響低減• 衝撃波の作用
計測法• Background-Oriented Schlieren
• 高速応答型感圧塗料(PSP)• Adaptive Optics
• Laser-Induced Thermal Acoustic
推進機利用• Pulse Jet Engine
• Pulse Detonation Engine
• PJE for Martian Atmosphere
• UAV
流体数値解析(CFD)• 実験検証• 流体・構造連成問題
高エンタルピ流れ(衝撃波)に関する実験/数値流体力学
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低大気密度,ペイロードの大型化,有限な収納
離脱衝撃波を不安定化させない工夫
衝撃波の制御: 惑星探査機用減速装置(超音速パラシュート)
開傘直径の大型化・高速化 ⇔ 安定性
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大型設備を利用した実験が年中行事
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衝撃波の制御:惑星探査機用空力減速装置
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音響擾乱による衝撃波振動の解明
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衝撃波の制御:惑星探査機用空力減速装置
Result of flexible simulation.
• キャノピ内部圧力が高くなり,それに伴ってDisk部が膨張している.
• キャノピ前方には,弓形衝撃波が誘起されている.
材料物性などの修正を施し,パラシュート運動に合わせた流体構造連成.
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研究ゼミナール1/2の内容
圧縮性流体力学の基礎 → 座学
数値流体力学の基礎 → プログラミングによる修得
実験手法の習得 → 衝撃波管実験
発表技法の修得 → 課題発表
外部研究機関訪問(建学祭期間中)
日本飛行機(2015),航空装備研究所(2014),陸上装備研究所(2012),JAXA調布(2011)
教科書:
Anderson: Compressible Flow with Historical Perspective, McGraw Hill (1990)
航空宇宙学会編: 圧縮性流体力学,丸善(2015)
松尾一泰: 衝撃波の力学,理工学社(1983)
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Mizukaki Lab., Dept. of Aeronautics and Astronautics, School of EngineeringInfinity and Beyond!!