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Muroran Institute of Technology
Aerospace Plane Research Center

Annual Report 2021

年次報告書２０２１

２０２２年９月
国立大学法人 室蘭工業大学

航空宇宙機システム研究センター

巻頭言

航空宇宙機システム研究センター長
内海政春
約 2 年間半にもわたる新型コロナウイルス感染症への対応で，私たちの生活スタイルは一変しました．大学における教育と研究環境も大きく様変わりし，積極的にオンラインを活用するスタ
イルとなりました．ようやく日常生活に戻ろうとする動きも出てきていますが，現在もコロナの終息は不透明であり，ウィズコロナのもとで活動や取り組みを進めていくことになると考えています．
当研究センターは，実践研究の場として『白老エンジン実験場』を整備し，管理・運用を行っています．新型コロナ感染拡大防止に十分に配慮しながら，白老実験場を利用した外部機関との共同実験や学内プロジェクト研究を進めてまいりました．とくに，2020 年度に採択された「ロケットスレッド実験設備を活用した Linear Hyper-G 環境学術領域の創成」の 2021 年度の事業では，外部機関と研究連携を前年度よりも拡大し，シミュレーションや理論解析の両輪となる実証研究を主体に，航空宇宙に関する研究開発を推進しました．
十勝管内にある大樹町と本学で包括連携協定を締結し，さまざまな取り組みを進めております．
本学の小中高生向けイベントであるインフォメーションキャラバンを，2021 年度は初めて大樹町
で開催しました．
（ https://muroran-it.ac.jp/info/post-6223/ ）また，2021 年 7 月には，井上信治 内閣府特命担当大臣（宇宙政策）（当時）が，大樹サテライト
オフィスを訪問されました．
（ https://muroran-it.ac.jp/guidance/info/post-35221/ ）当センターが進めているプロジェクト研究や民間企業が進めているロケットエンジンの共同開発への取り組み状況などについて意見交換する機会をいただきました．
これからも教育や人材育成，地域貢献などに積極的に取り組んでまいります．
2021 年度は，文部科学省が定める第 3 期中期計画・中期目標の最終年度（平成 28 年度～令和
3 年度）でした．当センターとしては，この期間中に白老エンジン実験場の計測制御棟の更新，
大樹サテライトオフィスや宇宙プロジェクト共創ラボラトリの開設などを通じて外部連携の強化（民間企業や大学などとの共創体制の構築と促進）に努めてまいりました．
これまでの活動実績については，当センターのホームページに年次報告書を公開しておりますので，ご一読いただければ幸いです．
令和 4 年度から始まる第 4 期中期計画・中期目標においては，より一層，共同研究などを通じて外部機関との連携を強化し， 宇宙航空の研究開発や人材育成に貢献してまいります．開かれたセンターとして，これからもアクティビティの質を高めたいと考えております．
多面的な活動を通じて，社会の要請に応えらえる機関となるよう教職員一同努めていきます．
今後ともどうぞよろしくお願い申し上げます．
APReC ホームページ http://www.muroran-it.ac.jp/aprec/

２０２１年度年次報告書の目次
目

次

巻頭言－
目次
連携・共同研究・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・1
白老整備関連・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・4
Linear Hyper G 共同研究・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・6
小型超音速実験機オオワシ 2 号機縮小機体の飛行試験・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・8

研究成果の概要[推進関連]
GG-ATR エンジン用ガス発生器のスロットリングによる燃焼特性に関する研究・・・・・・・・・・・・・・・・・・・11
ATR-GG 推薬供給系の検討（BE タンク）・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・16
ATR-GG 推薬供給系の検討（LOX タンク）・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・24
GG-ATR エンジン用粒子ダンパー要素試験に関する研究・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・29
ロケットスレッドの高速化に向けたトポロジー最適化・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・32
ハイブリッドロケットの超小型探査機用キックモータへの適用に関する研究・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・39
ワイヤーメッシュダンパによる高速回転機械の軸振動低減に関する研究・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・45[空力関連]
小型超音速飛行実験機の遷音速抗力の評価と低減（尾翼マウント前部形状の調整，排気流を含む CFD解析）・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・50
小型超音速飛行実験機のロールレートによる遷音速動的空力の計測 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・55
小型超音速飛行実験機の動的風試における流線計測の試み・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・59
小型超音速飛行実験機の空力特性における地面効果の解明･･・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・63
小型超音速飛行実験機縮小機体の六自由度飛行シミュレーションによる離陸性能予測・・・・・・・・・・・68[誘導制御・通信]
無人航空機向け対気速度を考慮した旋回経路追従制御の検討・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・71
3 分の 1 オオワシ 2 号機の完全自律飛行制御系の HILS を用いた評価方法の研究・・・・・・・・・・・・・・・75
固定翼無人航空機のトリム飛行状態を用いたセンサ‐機体軸間誤差推定法の研究・・・・・・・・・・・・・・・78
固定翼無人航空機の最短時間・最短距離離陸上昇経路生成技術の研究・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・82
3 分の１オオワシ 2 号機完全自律飛行制御系向け経路追従制御性能向上に向けての検討・・・・・・・・・86
高速無人航空機向け着陸制御技術の検討・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・90

発表論文一覧・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・93

連携および共同研究○内海 政春（航空宇宙機システム研究センター長・教授）○中田 大将（航空宇宙機システム研究センター 准教授）
江口 光 （航空宇宙機システム研究センター 助教）
高野 智之（航空宇宙機システム研究センター/施設課職員）○安田 一貴（航空宇宙機システム研究センター/博士研究員）

2021 年度は以下に示すような共同研究を実施した．北海道大学との f3 連携拠点，室蘭工大が主体となって実施する Linear Hyper-G 共同研究拠点については後述する．
１．JAXA/名古屋大学との共同研究
名古屋大学で研究されている Rotating Detonation Engine および Pulse Detonation Engine は
JAXA/ISAS 観測ロケット S-520-31 号機に搭載され 2021 年 7 月 27 日に鹿児島県肝付町の内之浦宇
宙空間観測所から打ち上げされた．2020 年度に本学白老実験場において行われたフライトモデル
最終地上試験で確立されたシーケンスに従い，成功裡に着火，燃焼した（図１）．引き続いて 2022
年 3 月には次号機観測ロケット搭載の液体燃料デトネーションシステムの基礎試験を白老実験場にて実施した．

図１ デトネーションエンジンシステムの宇宙作動実証（JAXA/名大）２．インターステラテクノロジズとの共同研究 ロケット用ターボポンプの設計・解析・試験および評価に関する研究
小型軌道投入ロケット用ターボポンプを対象として，一軸式ターボポンプの形態設計システムの構築とその試行，ロバスト設計を用いたバランスピストンの機能最適設計，ステップ付インデューサライナによるインデューサのキャビテーション性能確認試験などを実施した．また，経産省（中小企業庁）の「戦略的基盤技術高度化支援事業」（通称サポイン）に採択され，インタース
テラテクノロジズ社が進めている低コストロケットの製品化に向けた研究開発，試作品開発，および販路開拓への取り組みを共同体制により実施した．

1

３．荏原製作所との共同研究

流体減衰と共振倍率に関する研究

水中で物体が振動する場合，周囲の流体により空気中よりも大きな付加減衰が作用する．このような「流体減衰のモデル化と予測」を目的として，水中で回転する円盤についてあらゆる条件での減衰評価試験を実施し，流体減衰についてさまざまな知見を得た．また，「CFD 解析」および「構造解析」を実施することで，実現象を満足する物理的メカニズムの解明を試みた．
４．大阪府立大学との共同研究

展開構造物を有する超小型人工衛星「ひろがり」の研究開発および軌道上運用を通した妥当性検証
大阪府立大学と共同で開発した小型衛星「ひろがり」は 2021 年 2 月 21 日に NASA ワロップ
ス飛行施設（アメリカ）から国際宇宙ステーションに向けて打ち上げられ，同 3 月 14 日に野口宇
宙飛行士によって宇宙ステーションから放出された．3 月 21 日に初電波を受信し，大阪府大の地
上局にて衛星の軌道上運用を開始した．厚みのある板構造の収納・展開，2 次元格子を用いた軌道上の高精度形状計測と時刻歴変化計測を本学が担当した．
５．本田技術研究所との共同研究

燃焼基盤研究本田技術研究所が開発中の燃焼器について，白老実験場において基盤研究を実施した．
６．JAXA/名古屋大学との共同研究

高比推力・高推力を両立する高効率多層ヒータによる電熱型電気推進
金属 3 次元プリンタを用いたタングステンの薄肉造形により製作された高比推力（～700 s）
・高推力を両立するレジストジェット推進器を相模原宇宙科学研究所にて試験し，真空中で 2000 K ま
での動作に耐えることを確認した．
７．JAXA 宇宙科学研究所との共同研究

再使用型宇宙輸送システムにおける大気アシスト飛行の実証研究
JAXA 宇宙科学研究所の GG-ATR（エアターボロケット）研究開発プロジェクトにおいて，ター
ボ系，エンジンシステム，ガスジェネレーター（GG）の各部門に参画した．2021 年 9 月，12 月には秋田県能代実験場での GG 燃焼試験に本学学生 4 名が参画した．また，2022 年 3 月には GGを組み込んでターボ系回転試験（熱走試験）を実施し，燃焼ガスによるタービンの駆動を実施した．
８．JAXA との共同研究 インデューサに生じる揚程ブレークダウン時のキャビテーション不安定現象に関する研究ロケット用ターボポンプインデューサには様々なキャビテーション不安定現象が発生する．旋回キャビテーションやキャビテーションサージのような広く認知されている不安定現象のほかに，キャビテーション旋回失速やブレークダウン時の揚程低下鈍化現象など，その発生メカニズムや発生条件がいまだ明らかとなっていない現象も存在する．本共同研究では，キャビテーション係
数が極めて低い領域で生じる揚程ブレークダウンを伴った不安定現象を詳細に調べるために，供試インデューサを設計・製作し，角田宇宙センターにて水流しタンネル試験を実施した．揚程ブ2

レークダウン時を含めた広範囲でのキャビティ観察（高速度ビデオ等）および圧力変動計測を行い，不安定現象に関する現象解明に資する知見を獲得した．
９．
（株）アクトメントとの共同研究

航空宇宙機用非粘性ダンパの研究開発

油などが使用できない宇宙機の特殊な環境に対応することが可能な非粘性式の減衰ダンパについて加振試験を実施し，剛性特性や減衰特性のデータを取得した．形状記憶合金の材料を編み込んだワイ
ヤメッシュダンパ（WMD）を供試体として，減衰性能に与える温度（変態点）の影響や周波数特性などを調べた．
１０．荏原製作所との共同研究

ロケットエンジン用ターボポンプに関する研究

ロケットエンジン用小型ターボポンプ開発に関する設計手法，試験方法，試作および評価に関する研究をおこなった．

3

白老整備関連

内海 政春（航空宇宙機システム研究センター長・教授）○中田 大将（航空宇宙機システム研究センター 准教授）
江口 光（航空宇宙システム研究センター 助教）
高野 智之（航空宇宙システム研究センター/施設課 職員）

１．井戸浄水器工事
室蘭工業大学白老エンジン実験場では 2021 年 1 月に竣工した新計測棟を用い，多彩な共同研究を実施している．場内の水源として浅井戸にポンプを沈めて利用していたが，定期的に詰まり・故障が発生し，共同研究に差し支えることがあった．また衛生上も井戸水をそのまま手洗い等に利用することが懸念されていた．
そこで，地上の物置内にポンプを置き，定期的（3 か月～半年に 1 度程度）に塩素を注入して場内水道管に供給する方式とした．金属臭などあり飲み水としては適さないものの，衛生上問題の無いレベルの水質が保証された．

図１ ポンプ小屋の設置（左：建築中の様子 右：内部設置状況）

4２．300m 軌道ロケットスレッドの進行方向逆転に関する工事
LHG 共同研究拠点としてロケットスレッド軌道のさらなる活用が見込まれる中，2012 年度に行われたような時速 400 km，10 G の走行試験実施に向けては次のような懸念事項があった．１）東向きの推進用ロケットエンジン噴射火炎が生ずる騒音の近隣（距離 800 m）の牧場に及ぼす影響が大きいこと．２）時速 400 km で減速水路に突入した際の衝撃力により開水路側面が歪むこと．
これらを解決し，再び大推力，高加速での走行を安定的に実現すべく，ロケットスレッドの進行方向を西側から東側へ逆転するための措置を実施した．具体的には，１）東側 150 m 区間に減速水路を増設．増設する水路は側面のリブを強化した．２）スタート点設備（液供給，スイッチ
BOX 等）を 300 m 軌道東端に増設．

図２ 新水路設計図面
３．白老整備関連
エンジンテストスタンドカーポート北側に亜酸化窒素や炭酸ガスを安全に保管できる小規模な建屋を設けた．また，テストスタンド倉庫群とコンクリ敷きエリアの間を結ぶ電力線を U 字溝埋設した．また，テストスタンド南東にあるカーポートを常時監視できる監視カメラを新たに設置した．引き続き共同研究の利便性向上および安全確保のために必要なインフラの整備を進めてゆくと共に，これらの活用を図る．

5

Linear Hyper G 共同研究

○安田 一貴 （航空宇宙機システム研究センター 博士研究員）
夛田 卓矢 （航空宇宙システム工学コース 修士１年）
椎名 達彦 （生産システム工学専攻 修士 2 年）
山岸 晃己 （生産システム工学専攻 修士 2 年）
アン イ ヨン （生産システム工学専攻 修士 2 年）
中田 大将 （航空宇宙機システム研究センター 准教授）
高野 智之 （航空宇宙機システム研究センター・施設課 主任）
内海 政春 （航空宇宙機システム研究センター長 教授）

１．はじめに
文科省機能強化経費により全国の共同研究拠点を目指す取り組みとして「ロケットスレッド実
験設備を活用した，Linear Hyper-G 環境学術領域の創成」を令和 2 年度より実施している．本年度は以下の共同研究を採択し，実施した．このうち，代表的なものについて紹介する．
表１ Linear Hyper-G 環境学術領域の創成 採択テーマ一覧（A）高加速度環境を利用した現象解明，システム実証に関する共同研究（B）高加速度を作り出すロケットスレッドの基盤技術に関する共同研究
申請代表者

分類

新・継

研究課題名

笠原（名大）

B

継続

高加速度を作り出すスレッド推進系への適用を見据えた RDE エンシステムの研究

A

継続

亜酸化窒素モータの点火－液相静定の研究

荒木（群馬大） B

継続

高加速度を作り出すロケットスレッド推進系の永田（北大）

騒音伝搬特性の評価
小澤（九工大） A

継続

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

吹場（静岡大） B

新規

高速軌道走行装置用加速装置の開発研究

渡邉（都市大） B

継続

高加速度を作り出すスレッド推進系のインジェ
クターオリフィス縮流係数に関する研究

今井（室工大） A

新規

小型無人超音速機向け推薬タンク推薬捕捉機構の高加速度環境下における機能実証

湊（室工大）

A

新規

超音速インテークの低速及び逆行流作動状態
性能試験

井上（EKK）

B

新規

ロケットスレッド用低摩擦スリッパーの開発

6

２．小型無人超音速機向け推薬タンク推薬捕捉機構の高加速度環境下における機能実証
超音速機の推薬タンク内部の推薬は，飛行中に発生する加速度変動により揺動する．この際に加圧ガスが推薬に随伴し，推薬排出がスムーズに行われず，エンジンの不具合をもたらすことがある．このようなガス巻込みを抑制する一手法として表面張力を利用した気液分離，推薬捕捉機
構をタンク内部の推薬排出口に設置し，ロケットスレッド走行試験により直線的な加減速 G を与えてその効果を評価した．

図１ スレッド上に搭載されたスロッシング試験用タンク
３．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
九州工業大学と共同で加速度場中における WAX 燃料ハイブリッドロケットの燃焼場挙動を明らかにするための一連の試験を実施した．Run48-Run53 まで，1 日 2 回の走行試験を含む計 6 回の試験を実施した．

図２ 九工大との共同研究参加メンバー

7小型超音速実験機オオワシ 2 号機縮小機体の飛行試験○上羽 正純 （航空宇宙システム工学ユニット

教授）

中田 大将 （航空宇宙機システム研究センター 准教授）
江口光

（航空宇宙機システム研究センター 助教）

今井 良二 （航空宇宙システム工学ユニット

教授）

溝端 一秀 （航空宇宙システム工学ユニット

准教授）

湊 亮二郎 （航空宇宙システム工学ユニット

助教）

柴田 拓馬 （航空宇宙システム工学ユニット

助教）

内海 政春 （航空宇宙機システム研究センター 教授）

１．はじめに航空宇宙機システム研究センターでは，高高度の大気中を高速で飛行するための基盤技術の研究開発を推進しており，それら技術の検証用フライングテストヘッドとして小型無人航空機オオワシ 2 号機の開発を進めている．本オオワシ 2 号機の飛行に向けては，事前に可能な限り飛行に必要な基盤技術の検証ならびに飛行に向けての準備，運用のノウハウを蓄積しておくことが重要である．そのため，オオワシ 2 号機の 3 分の１サイズの縮小機体（3 分の１オオワシ 2 号機）を製作し，亜音速での離陸，旋回，水平定常飛行，着陸等を実現するための条件を明らかにし，最終的には誘導制御系を搭載した自律飛行を行う予定である．ここでは，本機体を 2021 年 11 月 25
日（金）日本航空学園白老滑空場にて，まずは手動操縦での離陸・周回飛行・着陸を実施し，成功した結果を報告する．
２．飛行実験計画
２－１．実験目的
離陸のためには，滑走により機首上げ速度に到達し，その後，水平尾翼上げによる機首上げモーメントが発生し，推力及び揚力により合成される上向きの力が重力に打ち勝つことが必要である．機首上げモーメントに対してはこれまでの実験結果に基づいて重心位置と主脚接地点の位置関係を考慮している．また，短距離で離陸に必要な機体速度に到達し，かつ，上昇のための推力が十分も確保するという観点からあらたにジェットエンジン機を選択・搭載した．これら設計・選定の妥当性を実際に滑走上昇させることで検証する．さらに，上昇後においては，旋回，水平
直線飛行からなる周回飛行を行うとともに，着陸により設計重心位置，地上での調整によるトリ
ム状態，エルロン，エレベーターの効きを確認する．
２－２．3 分の１オオワシ 2 号機
本実験で使用した 3 分の１オオワシ 2 号機は，全長 1.9 m，翼幅 1.0 m，翼面積 0.40 m2，総重量
5.5 kg の機体で，ジェットエンジンにより推力 50 Ｎ（単体）を発生する．室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター内で機体の組立，飛行のためのサーボモーター，ジェットエンジン ，慣性航法装置等の計測機器の実装を行い，そのまま日本航空学園白老滑空場に運搬，現地でジェットエンジン及び計測機器の動作確認を行い試験に臨んだ．

8

２－３．飛行ルート
実験は最大 300 m 滑走させ，十分な速度が達成できると判断したのち，機首上げ後上昇を行い，高度を高くとり，旋回して滑走路に戻すこととした．当日の風向きに対応させつつ飛行想定エリ
アは 700 m ×300 m 程度を確保し，その中に撮影，安全監視，記録等の要員を配置した（図１）．

テレメトリー受信（後藤）
記録（神原、柴田）

機体回収（江口、安川、後藤、柴田）
撮影E地点（安川）
終了

撮影A地点
（奈女良）

撮影B地点（佐々木）現場指揮（中田、湊）
操縦者（上羽）撮影D地点（橋本）

200 m

撮影C地点
（山崎）
開始

図１ 白老滑空場での計画飛行ルート

図２ 実験開始前風景（西からの風の場合）
３．飛行試験結果

図３ 3 分の１オオワシ 2 号機（試験開始前）

図４ ジェットエンジン動作調整作業

25 日は教員 5 名，学生 7 名より構成されるメンバーにより，早朝より実験を開始した（図２）．
天候晴れ，西からの微風が吹く中，中程度の推力までの 3 回の滑走ののち，最大推力での飛行を試みた．

(a) 離陸時(b) 着陸時
図５ 離着陸時画像
9実装状態で持ち込んだ機体（図３）について，滑走試行においてジェットエンジン動作の調整を行いつつ（図４），到達速度を確認
後，最終的に最大推力で滑走させ，機首上げ後，上昇を試みた．推定相対速度 30 m/s の中，

機首上げ

滑走開始
着陸

設計通り機首上げし，上昇することを確認す

停止

るともに，2 回の周回飛行により損傷なく着陸することに成功した（図５）．
慣性航法装置で計測した同機体の飛行軌跡ならびに飛行速度を図６に示す．

※

赤線 ： 滑走軌跡

3 分の１オオワシ 2 号機は，離陸開始より

白線：飛行軌跡(a) 飛行軌跡

約 15 秒にて約 150 m の距離で速度 25～30 m/sに到達，その後機首上げならびにジェットエ
ンジン推力により上昇した．その後同機体は白老滑空場を 2 周ののち，着陸した．
滑走開始から着陸停止までは，100 秒程度，(b) 飛行速度

最高速度は 49.5 m/s，時速 178 km であった．

図６ 飛行実験データ

なお，今回は手動による初めての離陸から周回経路を経ての着陸飛行であったが，飛行中のエレベーター，エルロンの舵面のトリムの大きなずれはなく，離着陸時のピッチ軸回り舵面，旋回時のエルロンの舵面の効きも良好であった．
ジェットエンジンを搭載したことによる推力増強，手動飛行中の舵面の効きの確認により，地上での調整方法を含む 3 分の１オオワシ 2 号機の設計の妥当性ならびに飛行システムとしての成立性が確認された．
４．今後の予定
本実験結果により滑走・上昇性能，飛行性能ならびに飛行システムとしての成立性が確認された．今後は本機体が有する各種性能を詳細に把握する．

10

GG-ATR エンジン用ガス発生器のスロットリングによる燃焼特性に関する研究○住吉 政哉 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
藤浦 彰友 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 1 年）
奈女良 実央 （航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）
高野 智之 （航空宇宙機システム研究センター／施設課主任）
中田 大将 （航空宇宙システム研究センター 准教授）
江口 光 （航空宇宙システム研究センター 助教）
内海 政春 （航空宇宙機システム研究センター 教授）

１．はじめに室蘭工業大学 航空宇宙機システム研究センターでは小型無人超音速機オオワシ II の研究開発を進めており，その推進器として超音速飛行が可能な高い推重比を有する Gas Generator cycle Air
Turbo Ramjet(GG-ATR) Engine の搭載が検討されている．
GG-ATR エンジンは，ガス発生器(GG)で生成した燃焼ガスをタービンに供給するシステムであり，タービンには高熱負荷によって損傷することを防止するための温度制限が設定されている．
GG のトータル混合比が問題ない範囲であっても，GG 燃焼ガスが不均一な温度分布を有する場合
は，タービンブレード，タービンノズル，マニホールド，さらには GG 本体にも深刻な損傷を与える可能性がある[1]．また，GG-ATR エンジンは飛行フェーズにもとづき推力制御を行う必要があり，GG の推進剤流量を変化させることによってエンジンの回転速度を調整することとなる．エンジンの各回転速度に対応する GG 推進剤流量はエンジンサイクル計算から導出でき，その条件
での GG の健全な作動が要求されるため，スロットリング作動（推力制御）を含む広範囲な作動領域における GG の燃焼性能や熱負荷を評価することが重要である．そこで本研究は，推進剤流し試験や GG 単体燃焼実験を実施し，スロットリング時の燃焼特性について検討を行った．本稿は，GG スロットリング時における燃料流量予測モデルの構築やその予測精度，および実験により得られた燃焼性能などについて報告する．
２．スロットリング燃焼試験
２－１．実験手法
スロットリング燃焼試験は，GG 燃焼状態において推進剤を供給する流量調整弁の開度を変更することにより実施される．このときの性能評価は，過渡時と定常作動時に分けて実施される．
スロットリング燃焼試験の燃焼秒時は 10 秒であり，弁開度は燃焼開始から 5 秒後に 100 %から所定の開度へシーケンス制御で変更される．これまでの定格流量の燃焼試験は，ランタンク圧力から燃焼圧力までの圧力損失と推進剤流量の関係を用いて試験条件を決定し実施される．一方で，スロットリング燃焼試験においては，目標とするスロットリング時の推進剤流量を定め，その推進剤流量を達成し得るバルブ開度を決定するプロセスとなる．そのため，背圧となる燃焼圧力を推定する必要があり，スロットリング燃焼試験における燃焼圧力を算出するフローを Fig. 1 に示すように設定した．

11

Fig. 1

スロットリング燃焼試験予測フロー図

理論的な C*の値は化学平衡計算により求めることができるが，C*効率は実験結果から導出する必要がある．定常燃焼に対してスロットリング作動では C*効率が低下することが想定されるが，このフローにおいては 1 と仮定して燃焼試験での流量予測を行った．この仮定は誤差要因のひとつとなる．
次に，スロットリング流量を決定づける流量調整弁の開度設定手法について述べる．スロットリング燃焼試験の流調弁開度は，流量から管路抵抗（レジスタンス）を逆算し決定される．燃料を供給中に時々刻々と流量調整弁開度を 100 %から変更したスロットリング流し試験から得られたレジスタンス[2]を整理した．本稿では，燃料供給系について記載する．以下に示す式(1)は燃料流量に対する燃料供給系レジスタンスの近似式である．
𝑅𝐿𝑖𝑛𝑒 = 2.63𝐸06 ∗ 𝑚̇2 − 1.40𝐸09 ∗ 𝑚̇ + 2.00𝐸11(1)

この曲線の決定係数は 0.9995 である．式(1)に代入するスロットリング流量は，定格時の燃料流量にスロットリング流量の割合を乗じた値を使用する．直列配管で構成される供給系統の場合，
電気抵抗のように RLine はレジスタンスの和で表わすことができる．タンクから流量計までのレジスタンスを R1，流量計からインジェクタまでのレジスタンスを R2 とすると，RLine = R1 + R2 とな
る．流量調整弁の開度とレジスタンス R2 の関係を Fig. 2 に示す．

12

Fig. 2

流量調整弁の開度と PFQ-PJF2 間レジスタンスの関係

レジスタンス R1 は燃料流し試験の結果から 4.75 E+9 [1/m4]と定まる．また，レジスタンス R2 は
（RLine - R1）の関係より求まり，1.54 E+10 [1/m4]と算出される．この結果から，R2=1.54 E+10 [1/m4]となる弁開度は，Fig, 2 より 75 %とわかる．酸化剤側も同様にして流量調整弁の開度を決定する．
そのときの試験条件の設定値を Table 1 に示す．なお，混合比 O/F は 0.45 である．
Table 1 スロットリング燃焼試験条件の目標値
流調弁開度 [%]

流量 [g/s]

試験番号

Pc [MPaA]

定格時

1.30

100

100

109

240

𝜂𝐶 ∗ =1

90 %流量

1.17

32

75

99

217

𝜂𝐶 ∗ =1

80 %流量

1.04

22

60

89

192

𝜂𝐶 ∗ =1

70 %流量

0.82

16

43

77

169

𝜂𝐶 ∗ =0.9

LOX

EA

LOX

仮定

EA

２－２．実験結果
GG スロットリング燃焼試験の結果を Table 2 に示す．また，GG スロットリング燃焼試験#1 で得られた燃焼圧力の時刻履歴を Fig. 3 に示す．
Table 2 スロットリング燃焼試験の結果
試験番号

流調弁開度 [%]
LOX

流量 [g/s]

EA

LOX

O/F[-]EA

Pc[MPaA]

定格時

100

100

110

240

0.457

1.29

90 %流量

32

75

96

227

0.423

1.15

80 %流量

22

60

84

208

0.405

0.99

70 %流量

16

43

66

178

0.371

0.79

13

Fig. 3

試験#1 の燃焼圧力履歴

定格流量試験では，1 %以内の精度で目標流量を実現できている．一方で，スロットリング時の流量予測誤差は，90 %流量において LOX 側が-3 %と EA 側が+5 %，80 %流量はそれぞれ-5 %と+8 %，そして 70 %流量はそれぞれ-14 %と+5 %という結果となった．目標流量との差は，C*効率
が 1 よりも低下したためと考えられる．
ここで，これらの試験結果から式(2)を用いてスロットリング時の C*効率を算出した．燃焼試験で算出される特性排気速度式(3)と化学平衡計算プログラム NASA CEA より求められる理論値∗（ 𝐶𝑡ℎ𝑒𝑜𝑟𝑦）の比より求められる[3]．

∗
𝐶𝑒𝑥𝑝
∗
𝐶𝑡ℎ𝑒𝑜𝑟𝑦(2)

𝑃𝑐 ∙ 𝐶𝑐 ∙ 𝐴𝑡ℎ𝑚̇𝑝𝑟𝑜𝑝(3)

𝜂𝐶 ∗ =∗
𝐶𝑒𝑥𝑝=

以下の Table 3 に C*効率の計算結果を示す．
Table 3 スロットリング時の C*効率
試験番号𝑚̇𝑝𝑟𝑜𝑝 [g/s]

∗
𝐶𝑒𝑥𝑝
[m/s]

𝜂𝐶 ∗ [-]

定格時

351.5

1135

0.958

90 %流量

323.2

1097

0.941

80 %流量

292.0

1046

0.905

70 %流量

243.7

993

0.889

14

スロットリング燃焼試験の結果から，スロットリングを深くするほど C*効率が低下し，流量予測時よりも燃焼圧力が低くなる結果が得られた．
３．燃料流量予測モデル
先行研究[4]にて確立された二分法の燃料側の流量予測モデルについて，配管要素の追加および流量調整弁の導入を考慮した配管経路の改善を行った．流調弁開度を変更したスロットリング燃料流し試験から得られた実験流量，およびそのときの試験データを用いて計算された燃料流量値
を Table 4 に示す．計算において入力する変数は流調弁開度であり，一定条件として与えたものはタンク圧力 1.56 [MPaA]，外気温度 285 [K]，インジェクタ流出係数 0.75 [-]，大気圧 0.1013 [MPaA]である．
Table 4 流調弁開度に対する流量の実験値と計算結果
開度

実験値 [g/s]

計算流量 [g/s]

100

240.9

248.7

80

225.5

226.3

60

190.7

193.1

40

145.7

145.1

上表からわかるとおり，実験値と計算値との差が最大となるのは開度 100 %時でその差は 3 %である．それ以外の開度における実験値と計算結果の差異は 1 %未満となっていることから，流調弁開度をしぼった場合においても本モデルは計算精度の高いモデルであることが確認できる．
４．結言
本研究では，GG スロットリング時における燃料流量予測モデルの構築やその予測精度，および実験により得られた燃焼性能について検討した．以下に得られた知見を示す．
(1) 70 %流量までのスロットリング燃焼試験により，推力を低下させていくと定常時に対して燃焼効率が低下していくことがわかった．
(2) 燃料流量予測モデルによる計算結果は，精度 3 %程度で計算できることが示された．これにより有用な精度で流量予測が可能となる．
５．参考文献[1] NASA SPACE VEHICLE DESIGN CRITERIA, “LIQUID PROPELLANT GAS GENERATORS”,
NASA SP-8081, 1972.3[2] 有松昂輝，中田大将，湊亮二郎，吉川稲穂，八木橋央光，内海政春，ロケットエンジン用液体
酸素供給ラインの圧損特性，日本機械学会第 96 期流体工学部門講演会論文集，OS14-5, 2018.11.
[3] 木村 逸郎: ロケット工学，養賢堂，1993.
[4] 有松 昂輝: GG-ATR エンジンの広域安定作動に関する研究,室蘭工業大学令和 2 年度修士論
文，2020，pp. 29-35.

15

ＡＴＲ－ＧＧ推薬供給系の検討（BE タンク）○曽田 直希 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
穴田 蒼輝 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 1 年）
山﨑 大勢（航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）
今井 良二 （航空宇宙システム工学ユニット 教授）
中田 大将 （航空宇宙機システム研究センター 助教）
湊 亮二郎 （航空宇宙システム工学ユニット 助教）
内海 政春 （航空宇宙機システム研究センター 教授）

１．はじめに室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センターでは，小型超音速実験機オオワシ 2 号機の研究開発が進行中である．また，同機の燃料供給系では，バイオエタノールを加圧ガスにより供給するシステムが検討されている．液体燃料タンクにおいて，飛行中の加速度に起因するスロッシン
グが発生する．スロッシングにより，液体燃料へ加圧ガスが混入することによるエンジンの故障のリスクの増加および機体姿勢制御システムへの悪影響が懸念される．
そこで本研究では，加圧ガス巻き込み問題を解決するために，同機燃料タンクにおけるガス巻
き込み抑制機構（内部デバイス）の研究・開発を行い，その性能を評価することを最終目標とす
る．
すでに水を用いて内部デバイスの液捕捉機構（金属メッシュ）に関する解析・実験を行った．
実機相当流量 0.6 L/s で液体を排出し，ガス巻き込みが抑制可能であることを確認した[1]．しかしながらここで用いた内部デバイスはタンク内の液取り込みノズルが 2 本であり，初期状態で液に浸漬したノズルの先端には金属メッシュを設置していなかった．ここで金属メッシュを設置す
ると，液が通過する際の流動損失により内部デバイス内部の圧力が低下し，気相に面した上部ノ
ズル先端の金属メッシュにおいてバブルポイントが発生し，ガスの巻き込みが生じた．本研究では金属メッシュの通過損失を低減するためにノズルを 4 とし，かつ円筒形状の金属メッシュを用いることにメッシュ表面積を増大させる手法を用いた．本内部デバイスを用いることにより実機相当流量 0.6 L/s でガス巻き込み抑制可能性の検証を静止状態で実施した[2]．さらに白老高速軌
道実験装置を用いた加速度環境における液排出試験およびタンク内部のスロッシング挙動観察，
数値解析結果との比較検証を実施した[3]．

２．理論及び手法
２－１．推薬捕捉機構[2]
本研究の推薬捕捉機構である内部デバイスは液体の表面張力を利用する．燃料供給配管にはFig.1 に示す赤印位置に金属メッシュを装着する．次に金属メッシュがガス巻き込みを抑制するメカニズムを示す．メッシュが濡れると液体の表面張力でメッシュ面に液膜が形成され，この液膜により気液分離が行われることで，ガス巻き込み防止可能となる．ガス巻き込み発生時の圧力がバブルポイント圧であり，バブルポイント圧は次式(1)となる．

16

PBP 

2
d/2

(1)

ここで PBP はバブルポイント圧，σ は液体の表面張力，d はメッシュ径を示す．次の条件を満たす場合，理論上ガス巻き込みを防ぐことができる．

PBP   P

 P   GP 

(2)Pw  Pm(3)

PGはタンク内圧力，PWは内部デバイス上ノズル内圧力，ΔPmはメッシュ通過時の圧力損失を示す．PG，Pw，ΔPｍの位置を図1に示す． 実験と解析の結果から式(2)，式(3)を満たすメッシュの選定と内部デバイス形状を決定する．解析の結果から，内部デバイスへ流入する流速を低減させるため，ノズル本数を先行研究の内部デバイスである上下1本ずつから上下2本ずつに変更した．また，メッシュ形状をメッシュの通過損失を抑えるため，表面積の大きい円筒形状に変更した．図2に本研究で使用する内部デバイスの外観を示す．

図 1 タンク内部に設置された内部デバイス

図 2 内部デバイス外観

２－２．実験装置・手法（静的環境）
本研究では推薬捕捉機構の性能を評価するため，模擬推薬を用いて実機の設計流量である 36[L/min]での液排出実験を実施した．模擬推薬には，安全性や取り扱い性を考慮し，蒸留水を用いた．加圧ガスは実機と同様に窒素ガスを用いた．図 3 に本実験の配管図を示す．ボンベから供給された GN2 で模型タンクを加圧し，下流側に設置したポンプを使用することで液体排出を行う．計測項目は，タンク内圧，タンク内温度，排出液の流量とした．図 4 に模型タンクに内部デバイスを装着した図を示す．模型タンクと内部デバイスは内部の流動を可視化するため，タンク
は透明なポリ塩化ビニルを使用し，内部デバイスは，透明なガラスとアクリルで製作した．実験はタンクを 0.15 [MPa]で加圧してポンプを使用し，実機相当の 36 [L/min]以上の流量で液排出を17

行う．ガス巻き込み抑制性能の確認方法として，液排出中の内部デバイス内が液体で満たされて
いるか，内部にガスの侵入がないかの確認をする．

図 3 試験系統

図 4 試験タンク
２－３．実験装置・手法（加速度環境）
本実験では，実機飛行時と同様に加速度環境下で内部デバイスがガス巻き込み抑制可能である
かの性能評価を行うため，模型タンクに加速度を作用させ，液排出実験を実施した．タンクに加速度を作用させる方法として，航空宇宙機システム研究センターが所有する高速走行軌道実験設
備を用いた．この設備に模型タンクを設置し走行させることで，模型タンクに水平方向の加速度を作用させる. 図 5 に実験装置の系統図を示す．実機と同様にタンクをガスで加圧し液排出を行った．液排出開始から 20 秒後にロケットエンジンを点火し，走行を開始した．その後，加速度環境下で 15 秒間液排出を行った．加圧ガスは実機と同じ窒素ガスを使用し，0.5 [MPa]でタンク内の加圧を行った．液体は模擬推薬として蒸留水を使用した．計測項目は，タンク内温度，排出液の流量，台車の加速度とした．内部デバイスの性能の確認とタンク内の液体挙動を確認するた
め，タンク側面からの撮影を行った．

18

図 5 加速度環境試験系統

３．静的環境試験結果[2]２－２で記した方法で液排出実験を実施した．流量の時間変化とタンク内圧力の時間変化をまとめたグラフを図6に示す．また液排出の様子を表す実験結果を図6に示す．流量の時間変化より，液排出流量は実機相当の流量より高い39 [L/min]であった．液排出開始から13 s程度で流量が一定となり，16 s後にタンク内の液体が半分程度排出された．しかし，内部デバイス内はガスが混入しておらず，ガス巻き込みを抑制されている．また，25 s過ぎたところでタンク内の液面が下側ノズルのメッシュの上まで到達したが，内部デバイス内は液体で満たされていた．その後，内部デバイス外部の液がなくなったため，上下のノズルが気相に面し，ガス巻き込みが発生した．この結果から，内部デバイスは実機相当流量36 [L/min]でガス巻き込みを抑制し，液排出を行うことが可能であることを確認することが出来た．

図 6 液排出流量とタンク内部圧力の時間変化（静的環境試験）

19

0s

16 s

25 s

図 7 液排出試験時のタンク内部流動挙動（静的環境試験）４．加速度環境試験結果
２－３で述べた方法で水平方向の加速度を作用させた液排出実験を実施した．図 8 に排出液の流量と加速度の時間変化のグラフを示す．グラフではエンジン点火時点を 0 s としており，図 8より排出液の最大流量は 21.7 [L/min]であり，加速時の最大加速度は 10.77 [m/s2]，減速時の最大の加速度は 6.99 [m/s2]であった．図 9 に液排出時の内部デバイスの様子を図 10 に走行時のタン
ク内の液体挙動の様子を示す．液排出はエンジン点火の 20 s 前から開始し，点火時のタンク内の液面高さの半分程度であった．なお，エンジン点火時は，内部デバイス内は液体で満たされており，ガス巻き込みは抑制されていた．その後，走行を開始し，タンクに進行方向の加速度が作用したことで，図 10 の左図のようにタンク内の液体が内部デバイス側に移動した．その際，図 9の中央の図のように内部デバイスの上側のノズルが液面から出ている状態でも内部デバイス内にガスが侵入することなく液排出を続けていた．そして走行開始から約 8 s 後にブレーキがかかり
進行方向と反対方向に加速度が作用し，タンク内の水が図 10 の右図のように内部デバイスと反対方向に移動した．走行開始から 11 s 後タンク内の水が内部デバイスの周りからなくなったことで内部デバイス内に水を取り込むことが出来ず，内部デバイス内の液が排出されガスが侵入した．
この実験の結果から，上部ノズルに気相が面し，かつ進行方向に加速度が作用してもガス巻き込みが発生しなかったが，進行方向と反対の加速度が作用した場合，上下両方のノズルに気相が面し，ガス巻き込みが発生することを確認した．

20

図 8 液排出流量と加速度の時間変化（加速度環境試験）

0s

5s

11 s

図 9 内部デバイス近傍の流動挙動（加速度環境試験）

5s

11 s

図 10 タンク内部流体挙動（加速度環境試験）

また，タンク内部の流動挙動については二次元数値解析も実施し，実験結果との比較検証を実施した[4]．図11に結果を示す．図11より解析結果と実験結果が良好に一致することが示された．

21

Center level0[s]1.6[s]

4.58[s]7.28[s]10.05[s]20[s]図 11 タンク内部流動挙動の数値解析と実験結果の比較（加速度環境試験）

５．結言
本研究では，推薬捕捉機構である内部デバイスのガス巻き込み抑制性能の評価のため，模擬推
薬として水を用いて，重力加速度のみの液排出実験と水平方向に加速度を作用させた加速度環境下での性能評価実験を実施した．結果を以下にまとめる．
・ 実機相当流量 36 [L/min]で，ガス巻き込みの抑制をし，液排出可能である性能の確認を行うことが出来た．
・ 水平方向に最大 1 G 以上の加速度が作用した場合でも，ガス巻き込み抑制可能であることを確認した．
今後の課題として水平方向に加速度を作用し，実機相当流量 36 [L/min]で液排出を行い，内部デバイスの性能評価を実施する必要がある．また，実機燃料であるエタノールに対応した内部デ
バイスの製作，性能評価が必要である．

22

参考文献
[1]曽田直希，今井良二，内海政春，中田大将，湊亮二郎：小型超音速飛行実験機向け推薬供給シ
ステムに関する研究（ガス巻き込み抑制機構の性能検証），日本マイクログラビティ応用学会，
2020．
[2] Naoki SOTA, Ryoji IMAI, Aoki ANADA, Taisei YAMAZAKI, Masaharu UCHIUMI,Daisuke
NAKATA, and Ryojiro MINATO, Study on Propellant Supply System for a Small-scale Supersonic FlightExperiment Vehicle (Study on a Propellant Management Device), Int. J. Microgravity Sci. Appl.，Vol.38,
No.1, 2021, https://doi.org/10.15011/jasma.39.390103.
[3] 山﨑大勢，曽田直希，穴田蒼輝，今井良二，中田大将，内海政春，小型超音速実験機向け推薬供給システムに関する研究（オオワシ2号機燃料タンクにおける加圧ガス巻き込み抑制機構に関する研究），第１９回HASTIC学術技術講演会，20220308，WEB開催

23

ＡＴＲ－ＧＧ推薬供給系の検討（LOX タンク）○濵田 慶一郎 （航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）
今井 良二 （航空宇宙システム工学ユニット 教授）
中田 大将 （航空宇宙機システム研究センター 助教）
湊 亮二郎 （航空宇宙システム工学ユニット 助教）
内海 政春 （航空宇宙機システム研究センター 教授）

１．はじめに室蘭工業大学・航空宇宙機システム研究センターでは，高速度飛行環境下での技術検証のため
超音速無人実験機の開発が行われている．同機の推薬供給系を図 1 に示す．このエンジンでは，推進剤にバイオエタノール(BE)，酸化剤に液体酸素(LOX)を使用し，窒素ガス(GN2)加圧による推薬供給システムが検討されている．図 2 に LOX タンクを示す．液体酸素は極低温液体であるため，加圧ガスと液体酸素及びタンク内壁の温度差により加圧ガスが冷却される．そのためタンク内部の圧力制御に必要なガスの量が不足する．ガスの量が不足すると，タンク内部の圧力を維持することができなくなり，推薬供給に悪影響を及ぼす．しかし過剰なガスの搭載は機体重量に悪影響を与えるため，加圧ガス消費量の予測技術が必要である．
そこで本研究では，同機の極低温推薬タンクの推薬供給システムの設計技術の開発を最終目的とする．これまではタンク内部調圧機構の検証，解析結果の評価を目的とした模擬推薬排出時のタンク内部温度の時間変化の取得を実施してきた[1][2][3][4]．本年度は上記設計技術確立に向けて実施したタンク内熱流動挙動解析ツールの構築として実施した，相変化を含むタンク内部熱流
動解析を実施した．

図 1 推薬供給系

図2

24

LOX タンク

２．解析手法
図 3 に解析モデルの概略を示す．解析対象はタンク内部の液相，気相部分における熱流動挙動，
固体壁の熱伝導特性とし，これらの連成解析を実施した．解析には汎用熱流体解析ソフト ANSYSFLUENT を用い，気液二相流を再現するために VOF 法を用いた．さらに気液相変化は Lee modelを用いて相間の物質，エネルギー移動量を考慮した．なお，解析対象は二次元とした．
Lee model
蒸発速度Tl  Tsat
Tsat

Tl  Tsat T T
mvl  coeff c   l l v sat
Tsat

Tv  Tsat 

mlv  coeff e   l l(1)

ここでα:体積分率，ρ:密度，T:温度，coeff：係数，添字 l:液相，v:気相，e :蒸発，c :凝縮，sat:飽和状態 をそれぞれ表す．

図 3 解析対象および解析モデル

上記解析モデルを用い，タンク内熱流動を考慮した液体排出特性の解析を行う．初期条件でタンク内温度 80 K，タンク内圧 0.2 MPa，液面高さは 180 mm とする．解析対称は実験装置の試験タ
ンク内部と固体壁とし，二次元解析で行う．実験結果から排出口に液体窒素の排出流量を入力し，流入口に加圧ガス温度を入力する．これらの値はそれぞれの実験から得られた値を時間変化で与える．またタンク内圧力は 0.2 MPa 一定で与えることにより内部の液排出状況を解析する．基礎方程式として運動方程式，エネルギー方程式，体積分率(VOF)の保存式を使用し，流れ場は層流とする．また液相は液体窒素，気相はガス窒素およびヘリウムの混合ガスとする．さらに密度，比25

熱，熱伝達率，粘性係数は気相液相共に温度のみに依存するものとする．この解析モデルの評価のため，温度に関する数値解析結果と実験結果を比較する．
３．解析結果および考察
図 4 に推薬排出 5 sec 後のガス窒素の体積分率を示す．図よりヘリウムガスから液体窒素への熱移動に伴う蒸発により，気相内部にガス窒素の発生がみられる．つまりこれは相変化が再現できていることを意味する．

図 4 タンク内部ガス窒素の体積分率（推薬排出 5 sec 後）
図 5 に推薬排出 15 sec 後のタンク内部温度分布を示す．ここでは Lee model を適用しない，つまり相変化を考慮しない場合の結果も記す．図より Lee model を適用する相変化を考慮した場合の方が気相内部の温度が低くなっていることがわかる．これは温度のより低い蒸気がヘリウム相を冷却しているためであり，相変化を適切に再現できていることを示している．

図 5 タンク内部ガス窒素の体積分率（推薬排出 15 sec 後）26

図 6 にタンク内部温度分布の時間変化につき，解析モデル（Lee model 適用有無）と実験結果の比較を示す．タンク下部の温度分布において，液排出 16 から 21 sec 後までは温度計測部が液相内部に位置しているが，相変化を考慮しない解析結果では液相温度が時間経過とともに上昇している．一方，相変化を考慮する場合は温度上昇が見られず，実験結果に近い結果となっている．な
おタンク下部の温度分布の 16～21 sec 以降およびタンク上部温度分布においては，解析結果が実
験結果より高い値を示している．相変化を考慮しても気相内部の温度分布は依然として実験結果との差異が大きく，原因究明と対策が今後の課題である．

図 6 タンク内部温度分布の時間変化（解析結果：Lee model 適用あり，なし，実験結果）
４．結言

極低温推薬タンクの推薬供給システムの設計技術の開発という本研究の最終目的に基づき，試験タンクを用いた実験により得られた温度変化とタンク内熱流動を考慮した液体排出の解析から得られた温度変化を比較した．相変化の考慮により，液相内部の温度分布の時間変化は解析により良好にできたが，気相内部の温度分布の差異は依然として大きい．
27

今後は気相内部の温度分布の不一致の原因究明，対策および三次元解析モデルの構築が課
題である．
参考文献
[1]佐藤侑也，今井良二，中田大将，湊亮二郎， 内海政春：小型超音速飛行実験機向け推薬供給シ
ステムに関する研究(LOX 供給システムの設計技術の開発)，日本マイクログラビティ応用学会
第 31 回学術講演会，2019 年．
[2]佐藤侑也，今井良二，中田大将，湊亮二郎，内海政春：小型超音速飛行実験機向け推薬供給シ
ステムに関する研究（LOX 供給特性に関する検討），第 62 回宇宙科学技術連合講演会，2018年．
[3] Yukiya SATO，Ryoji IMAI，Daisuke NAKATA，Ryojiro MINATO，Masaharu UCHIUMI，Study on
Propellant Supply System for Small-scale Supersonic Flight Experiment Vehicle (Development of LOX
Supply System design technology) ，Int. J. Microgravity Sci. Appl. ，Vol.37,No.1,pp.370104-1-7，(2020)[4] 濱田慶一郎，今井良二，中田大将，湊亮次郎，内海政春，小型超音速飛行実験機における酸化剤タンク内模擬推薬熱流動挙動に関する研究，日本マイクログラビティ応用学会 第 33 回
学術講演会 (JASMAC-33)，20211013-15，WEB 開催

28

GG-ATR エンジン用粒子ダンパー要素試験に関する研究○湊 亮二郎 （航空宇宙システム工学ユニット 助教）
佐々木 光 （機械航空創造系学科 4 年）
高野 智之 （航空宇宙機システム研究センター・施設課 主任）
内海 正春 （航空宇宙機システム研究センター 教授）

１．はじめに
ガスジェネレータサイクル・エアターボラムジェットエンジン（GG-ATR エンジン）は，小型
無人超音速実験機オオワシⅡに搭載される予定である．GG-ATR 軸系は定格回転が 58000 rpm の高速回転で作動するため，回転軸系のアンバランスが存在すると強制振動が発生する．その振動を抑制するためには，軸受にダンパーを設置することが必要である．エンジンの作動中は，温度環境が変化するため，金属粒子の乾性摩擦を利用した粒子ダンパーの適用が検討されてきた．昨
年度に粒子ダンパーの基礎試験を行い，各種データを取得したが，本年度は粒子に作用する予荷
重条件を増やしダンパー性能と予荷重の関係を計測した．
２．粒子ダンパー試験装置と評価方法
２－１．粒子ダンパー試験装置
図 1 に，粒子ダンパー供試体の CAD 図を示す．図 2 には芯棒に取り付けられた粒子ダンパー
供試体の写真を示す．金属粒子の材質は S440 で直径 0.6 mm の球状粒子である．これが外径 54mm，内径 48 mm，長さ 9 mm の空間に挿入されている．試験供試体に金属粒子を封入する際，バネを用いて予荷重を負荷し，粒子間の摩擦力を調整する．本研究では予荷重を 20 N から 80 N
まで変化させ，ダンパー性能における予荷重の影響を評価した．また同時に予荷重バネの代わりにシール用のフェルト生地を入れて，予荷重 0 N の試験も実施した．

図 1 粒子ダンパーCAD 図

図2

粒子ダンパー振動試験装置

本試験装置は一自由度減衰強制振動として扱うことが出来る．試験では加振機から与えられる加振力と，供試体の変位，及び供試体の振動加速度を計測する．それらのデータは DS-3200 によって収録される．DS-3200 では収録したデータを，高速 Fourier 変換を利用して波形振幅と位相29を求めることができるが，収録した振動データを一旦 csv ファイルに保存し，FFT 解析プログラムを python で作成して，剛性係数，等価減衰係数を評価することにした．
２－２．試験条件
過去の GG-ATR エンジンの振動試験から，GG-ATR エンジンの軸系の一次危険速度と二次危
険速度はそれぞれ 15000 rpm（250 Hz）前後，及び 21000 rpm(350 Hz)付近にあることが判明している．粒子ダンパーは，その一次と二次の危険速度において，振動変位を抑制する必要がある．そこで本研究では，試験周波数を 200 Hz から 350 Hz に設定した．また振動振幅は実際のエンジン作動環境を想定し 20 m-pp～80 m-pp と設定した.
３. 試験結果
過去の GG-ATR エンジンの冷走試験と回転軸系の FEM 解析より，粒子ダンパーの減衰係数
は 1500 N s/m 以上，剛性係数は 12 kN/mm 程度であることが望まれている．これを目標に粒子ダンパーの性能評価を行った．
図 3 と図 4 に 250 Hz と 350 Hz 時の粒子ダンパーの剛性係数と減衰係数の結果を示した．
30

0N
20N
40N
60N
80N

25

Damper Stiffness [kN/mm]

y = 81.147x-0.599
R² = 0.9967

12000

20
y = 38.038x-0.591
R² = 0.9915

15

y = 25.569x-0.58
R² = 0.9892

10

5

0N
20N
40N
60N
80N

y = 57276x-0.767
R² = 0.9995

10000
Damping Coefficient [Ns/m]

y = 96.097x-0.616
R² = 0.9993

8000

y = 36066x-0.696
R² = 0.9997

6000

y = 29876x-0.793
R² = 0.9998

4000

y = 19623x-0.779
R² = 0.9985

2000

y = 3.3534x-0.169
R² = 0.995

y = 2674.9x-0.773
R² = 0.9963
0

0
0

10

20

30
40
50
Vibrational Amplitude [mm]

60

70

0

80

10

20

30
40
50
Vibrational Amplitude [mm]

60

70

80

図 3 250 Hz 時の粒子ダンパー剛性係数（左）と減衰係数（右）
18

7000

y = 101.23x-0.774
R² = 0.947

0N
20N
40N
60N
80N

Damper Stiffness14
y = 72.336x-0.696
R² = 0.9702

12

6000
Damping Coefficient [Ns/m]

16

y = 27.585x-0.576

10

R² = 0.9967
8

y = 15.462x-0.512
R² = 0.9838

6
4

R² = 0.9885
5000
y = 24296x-0.673
R² = 0.9987

4000
3000

y = 17934x-0.729
R² = 0.9996

2000

y = 11945x-0.72
R² = 0.9935

1000

y = 3.0103x-0.192
R² = 0.986

2

y = 941.19x-0.518
R² = 0.9753

0

0
0

10

20

30
40
50
Vibrational Amplitude [m]

60

70

80

0N
20N
40N
60N
80N

y = 30452x-0.681

0

10

20

30

40

50

60

70

80

Vibrational Amplitude [m]

図 4 350 Hz 時の粒子ダンパー剛性係数（左）と減衰係数（右）図 3 と 4 では，剛性係数，減衰係数を供試体の振動振幅で評価した．剛性係数は振動振幅の 0.6～0.7 乗に反比例し，減衰係数は 0.7～0.8 乗に反比例する結果が得られた．粒子ダンパーの減衰力30がクーロン摩擦力でモデル化すると，等価減衰係数は振動振幅に反比例する．この実験結果はそれに近い傾向が伺える．
図 5 に振幅が 60 mp-p 時における粒子の予荷重に対する剛性係数と減衰係数の影響を示した．
12

3500

Stiffness [kN/mm]

8Damping Coefficient [Ns/m]

250Hz
300Hz
350Hz

10

6
4
2
0

250Hz
300Hz
350Hz

3000

2500

y = 29.41x + 151.2
R² = 0.9776

2000
1500
y = 23.298x + 129.63
R² = 0.9814
y = 22.055x + 136.96
R² = 0.9932

1000
500
0

0

20

40
60
Preload [N]

80

100

0

10

20

30

40
50
Preload [N]

60

70

80

90

図 5 予荷重に対する粒子ダンパー剛性係数（左）と等価減衰係数（右）の影響
等価減衰係数は，予荷重に対して線形性の関係が見られる．一方，剛性係数に関しては，予荷
重が大きいほど，剛性が高くなる傾向があるが，0~20 N，60~80 N の間ではあまり剛性係数の増加が見られず，40~60 N の間では大きく増加する結果が得られた．過去の研究から要求されるダンパー性能から，予荷重 60 N あたりにすると等価減衰係数は 1500 Ns/m 近くになるので，この辺りがエンジン搭載条件に適合すると思われる．
参考文献
中村智也，内海政春“ターボポンプ用粒子ダンパーの開発”，第 59 回宇宙科学連合講演会論文集
JSASS-2015-4021.
湊，佐々木，内海“GG-ATR エンジン用粒子ダンパーの作動特性に関する研究” 第 65 回宇宙科学連合講演会論文集（2021）

31

ロケットスレッドの高速化に向けたトポロジー最適化○アン イヨン （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
安田 一貴 （航空宇宙機システム研究センター 博士研究員）
内海 政春 （航空宇宙機システム研究センター長 教授）
中田 大将 （航空宇宙機システム研究センター 准教授）
江口光 （航空宇宙機システム研究センター 助教）

１．はじめに高速走行軌道実験設備（High Speed Test Track）とは，ロケット推進やジェットエンジンにより推力を得た台車が新幹線規格のレール上を滑走する実験設備である．海外では，通称ロケットス
レッド（Rocket Sled）試験設備と呼ばれる[1]．日本国内では唯一常設の実験設備として，全長 300m，軌間 1.435 m（標準軌）の双軌道式高速走行軌道実験設備（図 1）を室蘭工業大学航空宇宙機
システム研究センターが運用している[2]．これまで 50 回以上の走行試験が実施されており，最高走行速度 405 km/h を記録している．将来的には，北海道大樹町に軌道全長 3 km，最高走行速度マ
ッハ 2 程度での運用が可能となる高速走行軌道設備の建設が計画されている．
本研究では，白老エンジン実験場に敷設されている高速走行軌道実験設備を用いて，走行速度
100 m/s かつ加速度 49.05 m/s2（5 g）以上の走行が達成できるように，ロケットスレッドの軽量化について検討した．実験計画法と組み合わせたトポロジー最適化による構造軽量化手法を確立することを目的とする．

図 1 白老における高速走行軌道実験設備
２．研究手法２－１．走行試験及び CFD 二相流解析の実施
図 2 に本研究のフローを示す．ロケットスレッドを軽量化する前に，目標となる 100 m/s 程度の走行速度における水制動力を定量的に把握する必要がある．現在使用されている実験設備ではクラスター化したハイブリッドロケットエンジンが搭載されている．ペイロードとその台車の重32

量が大きいため推力重量比がとても小さい状態であることから，近年の走行試験では約 30 m/s の速度しか得られていない．
水制動力の計測走行試験，および CFD 二相流解析による高速走行時における水制動力の推定をおこない，トポロジー最適化手法を用いることによってロケットスレッド軽量化に向けた設計手法の確立をめざすものである．

図 2 研究手法

２－２．実験計画法と組み合わせたトポロジー最適化
近年注目されている構造軽量化手法としてトポロジー最適化[2]がある．これは位相最適化であり，ドラスティックにロケットスレッド軽量化を図ることができる可能性がある．また，最適化を実施するうえで，設計パラメータ（設計因子）の軽量化への効果を得ることが重要となる．本
研究では，実験計画法を用いて因子を直交表に展開し，その結果から得られる要因効果図とトポ
ロジー最適化を組み合わせて最適化を図った．その概要を図 3 に示す．

33

図 3 実験計画法と組み合わせたトポロジー最適化の流れ

３．高速走行時における水制動力の推測について
３－１．走行試験及び CFD 解析のコンフィグレーション
図 4 に水制動力の計測走行試験装置を，図 5 に CFD 二相流解析の 3D モデルを示す．

図 4 走行試験装置

図 5 CFD 二相流解析の 3D モデル
34

また，表１に CFD の解析条件を示す．
表 1 CFD 二相流解析の条件
水制動板付近 5 mm から 20 mm まで

メッシュサイズ1.2 の成長率でインフレーションする

ソルバー

ANSYS Fluent

乱流モデル

k-εモデル(Realizable)

入口条件

流速一定(5 m/s, 15 m/s, 25 m/s)

出口条件

全圧一定

水深 h

5 cm, 10 cm, 15 cm

タイムステップサイズ

0.01s

タイムステップ数

100 と 200

走行試験では水制動板を支持する斜めの金属バーに歪みゲージを取り付け，走行中にロケット
スレッドが受ける水制動力を次式から求める．また，CFD 二相流解析では水制動板の正面に生じた圧力面積分により水制動力を求める．
𝑊 = 𝑇𝑐𝑜𝑠𝜃 = 𝐸𝜀𝐴𝑐𝑜𝑠(13deg)(1)

３－２．走行試験と CFD 二相流解析結果
水制動力の理論式は式(2)より求められる．走行試験，および CFD 二相流解析から求めた水制動
力 W を次式に代入することにより，水制動板固有の抗力係数面積 CdS が求まる．その結果を図 6に示す．
1
𝑊 = 𝜌𝑤𝑎𝑡𝑒𝑟 𝑣 2 𝐶𝑑𝑆
2

図 6 走行試験と CFD 解析による抗力係数面積 CdS
35(2)

実験と CFD 解析の結果は概ね一致している．また CFD 解析結果から，抗力係数面積 CdS は速度 v に依存しないことが確認できる．したがって，水深 h = 5 cm，抗力係数面積 CdS = 0.006 m2 において，走行速度 100 m/s での水制動力は式(2)より約 30 kN と推測される．
４．トポロジー最適化について
４－１．解析条件
トポロジー最適化の対象として，ロケットスレッドに搭載されている部品であるアダプター，
および水制動組立構造の 2 項目を設定した（図 7）．ここでは紙面の都合により，水制動組立構造のトポロジー最適化について述べる．対象物に対して表 2 のように設計因子と水準を定める．静解析およびトポロジー最適化の解析条件を表 3 と表 4 に示す．

図 7 トポロジー最適化の解析 3D モデル

表 2 解析モデルの因子と水準
因子

水準[mm]

単純支持間隔の長さ H

1600, 1800, 2000

単純支持間隔の幅 L

390, 490, 590

水制動板の位置 VL

0, 720, 1440

表 3 静荷重解析の条件
材質

一般構造用鋼

水制動荷重 M

M1：X 軸 26 kN

指定面：板正面

M2：X 軸 52 kN

水制動荷重 N

N1：Y 軸 5.2 kN

指定面：板側面

N2：Z 軸 5.2 kN

重力加速度

Z 軸 9.81 m/s236

表 4 トポロジー最適化の条件

目的関数
制約関数

項目

目標

コンプライアンス

最小化

質量

最小化

VonMises 応力

最大値 125MPa

対称モデル

Z-X 面

４－２．解析結果
解析で得られた結果をまとめたものを表 5 に，その要因効果図を図 8 に示す．この結果から，
因子 VL が質量の軽量化に大きな効果があり，逆に因子 H はもっとも効果が小さいことがわかる．
その理由は，因子 VL がロードパスに大きく影響を及ぼす因子であることによる．
図 8 より，因子 VL の水準が大きくなるにつれて，3 点の固定支持が繋がる様相を示している．
因子 H が大きくなるにつれて，上部には直線状の支持構造が必要となる．表 5 には，最軽量となる因子水準を組合わせたモデルのトポロジー最適化の結果も併せて示している．平均質量より軽量化が達成できているが，現行条件と最も近いモデル 1 と比べると十分な軽量化が達成されたとはいえない結果である．
表 5 実験計画法によるトポロジー最適化の解析結果

図 8 要因効果図(質量)37図 9 最適化モデルの比較
５．まとめ
ロケットスレッドの水制動力計測走行試験，および CFD 二相流解析を実施し，高速走行時における水制動力の推定をおこなった．
また，実験計画法と組み合わせたトポロジー最適化手法により，ロケットスレッドの十分な軽量化には至っていないものの，軽量化に効果のある設計因子を把握することができた．この結果
は，今後のロケットスレッドの軽量化にむけた設計指針の一助になるものと期待する．
参考文献[1] Dornheim, H.J.McSpadden : The History of Hurricane Mesa Test Facility, AIAA Paper 20043336.
[2] 山崎慎太郎:トポロジー最適化の概要と新展開，システム/制御/情報，Vol. 61，No. 1，pp. 2934，201738

ハイブリッドロケットの超小型探査機用キックモータへの適用に関する研究○椎名 達彦 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
安田 一貴 （航空宇宙機システム研究センター 博士研究員）
中田 大将 （航空宇宙機システム研究センター 准教授）
内海 政春 （航空宇宙機システム研究センター 教授）

１．はじめに近年，宇宙機のコスト低減や宇宙産業の活発化などの背景から，超小型探査機の打上げ回数が増加傾向にある．こうした探査機は他の主衛星との相乗り打上げが多いため，推進器に固体・液体ロケットを採用しようとする場合は安全面から搭載が認められにくい．そのため，相乗り探査機の推進器として貯蔵時の安全性に優れるハイブリッドロケットを用いること，軌道上での温度管理が容易であることから亜酸化窒素（N2O）を酸化剤として利用することが提案されている
1)．本研究は N2O を用いたハイブリッドキックモータを研究対象として，自己加圧・外部加圧供給方式により生じる性能の違いを可搬ペイロード重量と達成可能増速量の観点から明らかにすることを目的とする．本研究は既往研究 2)で考慮されていない以下の 3 項目
・自己加圧時の温度・圧力変化モデルの増速量計算への組み込み
・外部加圧時の酸化剤充填方法等運用面の考慮・軽量化を目的とした N2O 着火に関して，理論的検討と白老実験場での実験により，既往研究よりも実機に近い条件での増速量計算を目指した．
２．亜酸化窒素の外部加圧排出
２－１．外部加圧タンクの種類
一般に，外部加圧用タンクには表 1 に示す方式が存在する．

表1

外部加圧タンクの種類

方式

気液分離方法

長所

短所

ブラダ/

隔壁による

確実な

重量増へ

ダイヤフラム

気液分離

分離

繋がる

内部デバイス

表面張力

軽量

設計が難しい/超臨界状態での運用が困難

本研究で酸化剤として想定する N2O の臨界圧力は約 7.2 MPa，20 ℃での飽和蒸気圧は約 5.0
MPa であるため，常温での加圧時に必要な加圧圧力が臨界圧力に近い値をとる．流体は臨界状態に近づくほど表面張力を失うため，表面張力を利用する内部デバイスを使用することは難しい．
そのため本研究では外部加圧用タンクとしてブラダ付きタンクを採用する．

39

２－２．ブラダタンクへの酸化剤充填
実際の運用時には，打ち上げ待機時に任意量の酸化剤をタンクに充填できることが前提となる．しかしながら，実験では所望の充填量を得る前にボンベとタンクが圧力平衡へ至ることが多い．この時点で酸化剤流入は停止するため，それ以上充填するにはボンベとタンクに圧力差を生じさせる必要がある．本研究ではそのために図 1 に示す充填用 Fill ラインと減圧用の Vent ライ
ンを併用する方法を提案する．この方法では圧力平衡時に Fill ラインを閉じ，Vent ラインを開く
ことでタンクを減圧し，補充填を可能にした．図 2 に示す充填例のとおり，以上の方法によってブラダタンクにおいて所望の充填量を得ることが可能になった．

図1

図2

ブラダタンクへの充填概念図

ブラダタンクへの充填

３．亜酸化窒素の自己加圧排出
N2O の自己加圧排出中は圧力低下により減圧沸騰を生じて時々刻々と温度・圧力が変化する．
この変化は流量変動を引き起こし，それに伴い推進性能も変動するため，増速量計算では自己加圧排出に伴う温度・圧力変化を計算することが望ましい．本節ではそのための計算モデルについて述べる．排出中 N2O は減圧沸騰へ至る前に圧力低下による過熱状態となるが，それから沸騰するまでに有意な時間があり，これを沸騰遅れ時間と呼称する．既往研究 3)において減圧沸騰時の温度・圧力変化モデルが提案されているが，沸騰遅れ時間を考慮していない．本研究ではこの区間での圧力変化についてもモデル化を行い，既往研究のモデルと結合させた．はじめに，沸騰
遅れ時間の推定方法について 30 ケースの試験から検討を行った．推定式として式(1)を導出し，
図 3 のように試験結果と良好な一致を得たことから，タンク容積に対する流量と初期サブクール
度の影響が大きいという結論を得た．ここで，𝑡𝑠𝑢𝑏_𝑚𝑖𝑛 は沸騰遅れ時間，𝑚̇𝑜 は酸化剤流量，𝑉𝑡𝑎𝑛𝑘
はタンク容積，𝑇𝑠𝑢𝑏_0 は初期サブクール度，𝑎, 𝑏, 𝑐 は係数を表す．このモデルは相関係数 0.87，
決定係数 0.75 であり実験結果を表現できていると考えられる．また，沸騰遅れ時間（圧力回復開始前）における圧力変化は，式(2)のとおり等温変化として扱うことにより図 4 のように実験結
果と良い一致を得たため式(2)と既往研究におけるモデルを結合させて用いる．ここで，𝑃𝑡𝑎𝑛𝑘 はタンク圧力，𝑉𝑔𝑎𝑠 は気相体積，𝑉̇ は酸化剤体積流量である．

40𝑚̇𝑜 𝑏𝑡𝑠𝑢𝑏_𝑚𝑖𝑛 = 𝑎 () + 𝑐𝑇𝑠𝑢𝑏_0
𝑉𝑡𝑎𝑛𝑘

(1)

𝑎 = 0.05, 𝑏 = −1.13, 𝑐 =0.284

図 3 沸騰遅れ時間の予測と実験値（青色が計算値，橙色が実験値）

𝑖+1
𝑖
𝑖
𝑖
𝑖+1
𝑖
𝑖
𝑃𝑡𝑎𝑛𝑘
= 𝑃𝑡𝑎𝑛𝑘(𝑉𝑔𝑎𝑠/𝑉𝑔𝑎𝑠) = 𝑃𝑡𝑎𝑛𝑘
(𝑉𝑔𝑎𝑠
/𝑉𝑔𝑎𝑠
+ 𝑉̇ )

図4(2)

実験値と等温膨張仮定のタンク圧力比較（試験番号 TNS40）

４．N2O での着火
相乗りには重量制限を伴うことが常であるため，可能な限り軽量化を行う必要がある．したがって HyperTEK などで多用されるガス酸素(GOX)着火でなく N2O 着火を採用することが望まし
い．N2O は GOX に比べ着火エネルギが高いため着火しにくいが，着火実験により N2O による着火の可能性について検討した．試験ではメインラインから分岐してバイパスラインを設け，ライン内にて圧損を与えることで N2O を気化させる方法を採った．この方法にて正常に着火することを確認でき，また着火前後の酸化剤タンク重量変化が微小であったことから N2O による着火

41が可能であること，および着火用 N2O 重量を増速量計算の際に考慮する必要がないことを確認した．
５．増速量計算
本節では自己加圧・外部加圧の双方について図 5 に示す計算フローに基づき増速量を推定した．

図5

キックモータ増速量予測フロー（∆𝐕 = 𝟏𝟎𝟎𝟎 𝐦/𝐬）

増速量の計算過程では NASA CEA（化学平衡計算プログラム）を用いた．反復計算毎に初期酸化剤重量を増加させることで規定の増速量を達成する最小の推進系重量を求める．初期条件は，初期液温，インジェクタ径，初期混合比，インジェクタ流量係数，ノズルスロート径を用いる．
計算に用いる総重量は 50 kg と 100 kg の 2 パターンであり，それぞれ H-ⅡA の相乗り重量制限，
超小型衛星の一般的定義に基づいている．目標増速量は静止遷移軌道（GTO）近地点における増速を想定し，深宇宙探査に必要な∆V = 1000 m/s を下限とし，1000~3000 m/s まで計算を行った．グレーンやインジェクタ寸法は白老実験場にて利用中の形状を参考にした．また，比較のため 3 つのインジェクタ径を入力し，酸化剤流量の影響を考慮した．
６．増速量比較結果
前節に示したフローに従って増速量予測を行い，自己加圧と外部加圧の性能差を可搬ペイロー
ド重量の観点から評価した．結果を図 6(a)，(b)に示す．

42

図 6(a)

増速量計算結果（総重量 50 kg）

図 6(b)

増速量計算結果（総重量 100 kg）

これを整理し，10 kg 程度のペイロードを輸送する場合の最高増速量として表 2 の結果が得られた．また，∆V = 1000 m/sを下限とした場合の最大積載量は表 3 のとおりとなった．これより，排出に伴う圧力低下を考慮しても自己加圧供給を行うほうが増速量を大きくできること，またペイロード重量を大きくすることができると結論付けられる．しかしながら，∆V = 1000 m/s
時における最大積載量の違いは数 kg であるため，より燃焼時間を短く取りたい場合は外部加圧方式にメリットが生まれる場合も存在すると考えられる．
表2

ペイロード重量約 10 kg 時の最大増速量

加圧方式/総重量

50 kg

100 kg自己加圧1800 m/s

3000 m/s

外部加圧1500 m/s

2500 m/s

表3

最大積載量（∆𝑉 = 1000 𝑚/𝑠）

加圧方式/総重量

50 kg

100 kg

自己加圧

21 kg

50 kg

外部加圧

17 kg

46 kg

７．まとめ
本研究では自己加圧・外部加圧でのキックモータ性能差をより実際の運用に近い条件で評価するため，自己加圧温度・圧力変化モデルの実装や外部加圧タンクでの酸化剤充填方法の検討，軽量化のための N2O 着火実験を行った．その結果，自己加圧では沸騰遅れ時間を考慮する必要のあること，外部加圧タンクは液側を上にして充填する必要のあること，N2O での着火はバイパス
ラインを用いて達成可能であることが判明した．以下，得られた知見を簡潔に示す．
・亜酸化窒素の外部加圧時は液側を上に向け充填することが必要
・自己加圧排出では沸騰遅れ時間の考慮が必要
・亜酸化窒素による着火を用いることでガス酸素着火に比べ軽量化が可能
・自己加圧は外部加圧に比較してペイロード重量を大きくできる
・達成可能な最大増速量は総重量 100 kg で 2500~3000 m/s ，50 kg で 1500~2000 m/s
・外部加圧方式を採用することによる重量増加の影響が，自己加圧排出に伴うモータ性能低下の影響に勝る
以上の結果よりハイブリッドキックモータによる深宇宙探査は十分に可能であると言える．
最後に，本研究の課題として想定するインジェクタやグレーン形状を白老実験場において運用中の形状に限定していること，噴射は短い時間と考えて噴射中の移動量を考慮していないことが43

ある．今後の研究ではこれらの点を解決することで，より実機条件に近い予測が可能になると考
える．

参考文献
1) 清谷 優理香ほか，超小型深宇宙探査機用ハイブリッドキックモータの開発，日本機械学会
2017 年度年次大会講演論文集，2017
2) Landon Kamps et al.，Feasibility Study on the Application of Hybrid Rockets as Onboard CubeSat
Thrusters，32st International Symposium on Space Technology and Science，20193) 安田一貴，亜酸化窒素のタンク排出特性に関する実験的研究，室蘭工業大学平成 29 年度修士
学位論文，201844

ワイヤーメッシュダンパによる高速回転機械の軸振動低減に関する研究○北田 拓海 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
高野 智之 （航空宇宙機システム研究センター／施設課 主任）
江口 光 （航空宇宙機システム研究センター 助教）
中田 大将 （航空宇宙機システム研究センター 准教）
内海 政春 （航空宇宙機システム研究センター長 教授）

１．はじめにGG-ATR エンジンは 2 次危険速度通過時に過大な共振振幅が生じることが冷走試験にて確認されており，この課題に取り組んでいる．この事象はロータ（主軸）の剛性不足もしくはロータ支持剛性の大きさが原因であり，ダンパの採用による軸支持部の減衰向上が期待されている．先行研究において軸系の安定作動を可能とするダンパに対する要求性能が検討された．その結果，ダンパの剛性係数を 4 kN/mm 以下，粘性減衰係数を 1500 Ns/m 以上にする必要があることがわかった．
ダンパ搭載部付近は GG 燃焼ガスが通過するため高温環境になり，通常よく使用される油などによる粘性減衰を適用することができない．そこで，減衰機構として耐熱性の高いワイヤーメッ
シュダンパ(WMD)を検討している．WMD は金属メッシュを圧縮成形することで製作される非粘性型ダンパである．変位により生じるワイヤーの曲げとワイヤー同士の摩擦によってエネルギーを散逸する．WMD はある温度範囲において強い温度依存性をもたないとされ，変位依存性を持つことと報告されている[1-2]．しかしながら，製品の性能ばらつき（個体差）を抑制すること，
各設計パラメータがその性能に与える影響を明らかにすること，が課題となっている．
本研究では，新規に複数の WMD を製作し，加振試験を実施することで各 WMD の剛性および減衰に関するデータを取得し，WMD の設計パラメータが性能・特性に与える影響を定量的に評価することを目的としている．
２．手法
２－１．加振試験
第 1 図に試験装置の概念図と写真を示す．試験装置は供試体を所望の周波数で一方向に加振できる機構を備えている．試験装置は WMD を高剛性の心棒に固定し，マウントで保持する．加振器は加振棒を介してマウントと接続され，加振力をダンパに与える．加振棒に取り付けたロード
セルを用いて加振力を計測し，マウントと心棒にて加速度を計測する．付与する加振力は振幅制
御方式により 5 μm(0-P)，10 μm(0-P)，20 μm(0-P)の 3 条件とし，加振周波数は 25 Hz から 350
Hz までを 25 Hz 刻みである．
本研究で着目した供試体の設計パラメータは，材料とメッシュ密度である．
材料として Cu，
SUS，
Ni-Ti の 3 種類を選定し，それぞれに対しメッシュ密度 30 %と 20 %の 2 種類を製作した．供試体
は個体差を考慮し 10 個ずつ製作した．製作した 10 個のうち 2 個を選定し，加振試験に使用した．
1 つの供試体に対して，同一条件での試験を 3 回実施した．

45

図 1 試験装置
２－２．ダンパ性能同定
本試験系の振動モデルは以下の方程式で表すことができる．
𝑚𝑥̈ + 𝑐(𝑥̇ − 𝑥̇ 0 ) + 𝑘(𝑥 − 𝑥0 ) = 𝑓(𝑡)(1)

式中の k が剛性係数，c が減衰係数であり，質量係数 m は既知の値である．x と f はそれぞれ変位と加振力を表しており，速度𝑥̇ と加速度𝑥̈ は変位 x の微分から求まるため，変位 x と加振力 f がわかれば k と c は求まる．ただし，本試験では加速度計を使用するため，変位の二階微分が加速度計で取得した値と等しいとして変位を逆算している．変位 x と速度𝑥̇ はマウント位置での値であることを示し，下付き文字 0 がつくものは心棒位置での値であることを示す．
加速度と加振力の取得データは FFT 解析を行うことで，正弦波としてそれぞれ以下の 3 つの式で表せる．下式において，A が振幅，𝜔が加振周波数，t が時間，𝜃が位相差である．
𝑥̈ = 𝐴𝑒 𝑖(𝜔𝑡+𝜃)(2)

𝑥̈ 0 = 𝐴0 𝑒 𝑖(𝜔𝑡+𝜃0 )(3)𝑖(𝜔𝑡+𝛾)(4)𝑓(𝑡) = 𝐹𝑒式(2)(3)(4)のそれぞれを式(1)に代入することで，剛性係数 k と減衰係数 c が同定できる．
𝑘=

𝜔2
𝐹
𝑚𝐴0
𝐹𝐴0
{−𝑚 + cos(𝜃 − 𝛾) +cos(𝜃 − 𝜃0 ) − 2 cos(𝜃0 − 𝛾)}
∆
𝐴
𝐴
𝐴

(5)

𝜔 𝐹
𝑚𝐴0
𝐹𝐴0
{ sin(𝛾 − 𝜃) +sin(𝜃 − 𝜃0 ) + 2 sin(𝜃0 − 𝛾)}
∆ 𝐴
𝐴
𝐴

(6)

𝐴0 2
𝐴0
∆= −1 − ( ) + 2 cos(𝜃 − 𝜃0 )
𝐴
𝐴

(7)

𝑐=

※

供試体および試験条件ごとに，式(5)(6)から算出した値を比較することで，設計パラメータが振動特性に与える影響を定量的に評価することができる．
２－３．数理モデル作成
メッシュ密度が異なる同一材料の供試体について，同定した剛性特性から帰納的に数理モデルを作成する．まず，試験条件ごとにメッシュ密度と剛性係数の関係と，変位と剛性係数の関係を整理する．第 2 図は Cu 製 WMD，周波数 300 Hz の試験データを示したものである．実験は変位制御で実施したため，プロット点は目標変位で色分けしている．
46

第 2 図中に示す近似式から，ダンパ性能を推定するメッシュ密度の各試験条件における剛性係
数を読み取る．さらに，剛性係数に対応した変位を読み取ることで，変位と剛性係数の関係が 3 点
求まり，この点を繋ぐことで特定の周波数におけるダンパ性能を推定する．減衰係数に関しても同様の手順を行うことで，特性曲線で補完されたメッシュ密度のダンパ性能を推定する．

図 2 数理モデル
３．結果と考察３－１．加振試験結果
Cu 製 WMD について，式(3)(4)を用いて同定した剛性特性を図 3 に示す．図は変位に対する剛性係数の関係を表しており，プロットの色でダンパのメッシュ密度が異なる．暖色系がメッシュ
密度 30 %と寒色系が 20 %である．記載した周波数は 300 Hz と 350 Hz である．

図 3 試験結果
第 3 図から，変位が増大するとメッシュ密度に関係なく剛性係数は低下することがわかる．これは先行研究と一致する傾向である．周波数によって剛性が異なる理由は，軸振動解析で簡便に
軸振動特性を評価できるように，便宜的に粘性減衰系(速度比例項)の振動モデルで置き換えたためである．分散分析による有意差判定でも変位に対して有意差が示されたが，周波数には有意差が認められなかった．
メッシュ密度が低下すると，剛性係数は低下することがわかる．同一の試験条件において，メッシュ密度で変位が異なる理由は，ダンパの剛性が変化し加振力に対して変形のしやすさが異なるからである．

47

図からデータのばらつきが大きいことがわかるが，これは製品の個体差の影響と考えられ，特に製造ロッドで顕著となることが確認されている．メッシュ密度を変更する場合，特性の変化が明確に表れるように設計パラメータの数値を選定する必要がある．
３－２．数理モデルの検証と実機評価
実機搭載用 WMD を設計するため，数理モデルの妥当性を確認した．既存のダンパを追加工することにより，メッシュ密度 25 %のダンパを製作した．実験値と数理モデルによる推定値を比較することにより，作成した数理モデルの検証をおこなった．追加工方法は，メッシュ密度 30 %のダンパを軸方向に伸ばしてから切断し，切断後の質量と寸法が密度 25 %ダンパの理論値と一致す
るように調整した．図 4 に実験結果と数理モデル推定値を比較して示す．記載した周波数は 300
Hz と 350 Hz である．

図 4 数理モデルの検証
第 3 図と第 4 図から，メッシュ密度 25 %のダンパ剛性は 30 %と 20 %の間に存在し，すべての密度で同様の傾向を示している．さらに実験結果と比較し，数理モデルは実験結果よりも大きな値となっている．剛性は最大で 20 %程度のばらつきがあり，数理モデルの推定値よりも個体差のほうが支配的である．この結果より，数理モデルは有用性があるということを示している．
つぎに，3 種類の材料それぞれに対応した数理モデルを用いて実機用 WMD の設計適合性を検討した．メッシュ密度が 5 %から 30 %のダンパについて，実機の目標値を満たしているかを評価した．目標値は剛性係数が 4 kN/mm 以下，減衰係数が 1500 Ns/m 以上であり，メッシュ密度の間
隔は製作誤差を考慮し 5 %とした．
評価結果を第 5 図に示す．表中「/」の左側が剛性係数，右側が減衰係数の結果である．目標値を満たせば「〇」，満たさなければ「×」である．

図 5 WMD の検討結果

48

第 5 図より，GG-ATR エンジンに適合するダンパ性能を有する WMD は，本研究で着目した設計パラメータの検討範囲に存在しないことがわかった．これは，メッシュ密度を下げると剛性係数だけでなく減衰係数も低下するためであり，両者を同時に満たすことは難しいということである．どちらか一方の目標値を優先する場合，剛性係数であれば Ni-Ti の 15 %，減衰係数であればSUS の 15 %が有望と考えられる．ただし，この結果はすべての振幅と周波数帯において，目標値を満たすものを選択した場合に限定される．
４．まとめ
加振試験の結果，WMD はメッシュ密度の低下に伴い，剛性係数および減衰係数が低下するという知見を得た．また，WMD には有意な個体差が存在するため設計時に設計因子の特性への影響を配慮する必要がある．
帰納的に導出した数理モデルはダンパ特性の推定として有用性があることが確認された．実機搭載用 WMD を検討した結果，5 %から 30 %のメッシュ密度においては，目標とする剛性係数および減衰係数に適合するものが存在しないことがわかった．どちらかの特性優先する場合，剛性であれば NiTi の 15 %，減衰であれば SUS の 15 %が候補となりうる．
今後の課題として，高温環境下におけるダンパ特性を調べることが必要である．並行して進めている温度をパラメータとした加振試験から，Ni-Ti 製 WMD に関しては温度依存性があることが示唆されている．GG-ATR エンジンのダンパ搭載部は駆動ガスによって高温になる可能性がある
ため，ダンパの材料候補の温度依存性を調査が必要となる．
また，メッシュ密度によるダンパ性能の調整範囲には製造上の制約があるため，新たな因子を
設計パラメータに加えることも検討の余地があり，ワイヤーの線径やメッシュの編み込み方法などが候補として挙げられる．
参考文献[1] Bugra, E. et al., “Dynamic Characteristics of Shape Memory Alloy Metal Mesh Dampers,” 59th AIAA /ASME / ASCE / AHS / ASC Structures, Structural Dynamics and Materials Conference, AIAA, 2009, 2521
[2] Adolfo, D., Bugra, E., “Identification of Damping and Stiffness Coefficients of a Shape Memory Alloy
Wire Mesh Damper,” Proceedings of 14th International Symposium on Transport Phenomena and Dynamics
of Rotating Machinery, ISROMAC-14, 201249

小型超音速飛行実験機の遷音速抗力の評価と低減（尾翼マウント前部形状の調整，排気流を含む CFD 解析）○重清 智大 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 1 年）
長谷川 奈南 （航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）
溝端 一秀 （航空宇宙システム工学ユニット 准教授）

１．はじめに
第二世代小型超音速実験機（M2011 空力形状，図１）について，これまでの風洞試験とエンジ
ンの熱サイクル解析によれば，推力余裕（推力－抗力）が遷音速域で不足するものと予測されている（図２）．その改善策として，遷音速抗力低減のためのエリアルール（Area Rule）に基づく形状修正が提案された[1]．2020 年度には，インテークおよびエンジンマウントを含む実機飛行形状
について胴体形状，インテーク後部形状，および尾翼マウント前後形状の修正を試み，その効果を CFD 解析および遷音速風試によって評価したところ，設計マッハ数 1.1 において M2011 基本形状に比して 23 ％（102 counts）の抗力低減が可能であることが示された．また，飛行解析にもとづいて，3 自由度飛行経路解析により目標マッハ数 2.0 への到達能力が予測された[2]．

図１ M2011 基本形状（Nose-C）（推進機器，すなわちエンジン本体，エンジンマウ
ント，ガスジェネレータ・点火器，およびエアイン
図２ M2011 基本形状の推力余裕マップ．
テークは省略している．
）
2020 年度の胴体形状修正によって胴体体積が減少したことから，搭載可能な推進剤質量が減少する可能性がある．また，これまでに提案された形状が他分野とのトレードオフによって実機に適用できない可能性や，今後明らかになる推進システム実性能によって再び推力余裕が不足する可能性もある．そこで 2021 年度は，さらなる遷音速抗力低減と推進剤搭載質量改善の両立を狙って，エリアルールに基づく尾翼マウント前部形状の調整を試みる．また，2020 年度におけるインテーク後部形状の修正においては，模型支持スティングの存在によってインテーク後端付近の圧力分布が大きく変わることが CFD 解析から予測された[2]．実機では模型支持スティン
グの位置にエンジン本体とその排気流が存在するため，これらが全機抗力に影響を与える可能性がある．この影響を明らかにするため，排気流を含む CFD 解析を実施する．
２．さらなる遷音速抗力低減を狙った形状修正
２－１．これまでに提案された機体形状
これまで提案された代表的な機体形状は以下の通りである．
●M2011基本形状： 小型超音速飛行実験機の第二世代の当初形状であり，図１の通りである．推50

進機器，すなわちエンジン本体，エンジンマウント，ガスジェネレータ・点火器，およびエアイ
ンテークは省略されている．
●FY2018形状： 2018年度の取り組みにおいて最も大きな遷音速抗力低減が見込まれた形状であり，M2011基本形状にARNose-C，Bottleneck7，Intake，および後胴部延長（Fuselage extension）を組み合わせたものである．その概観を図３に示す．ここで，実機の後胴部腹面下方へ突出設置されるガスジェネレータ・点火器を保護するためのカバーをインテークと一体と見なしている．また，後胴部延長は，実機において後胴部後端に設置されるエンジンマウントを模擬している．
●FY2019形状： 2019年度の取り組みにおいて最も大きな遷音速抗力低減が見込まれた形状であり，FY2018形状のノーズをSears-Haack曲面に沿う形状（SHNose-C）に換え，さらに尾翼マウント
バルジおよび尾翼マウント後部キャップを付加した形状である．その概観を図４に示す．

図３

FY2018 形状（ARNose-C, Bottleneck7,

Fuselage extension, and Intake）

図 ４ FY2019 形 状 （ SHNose-C, Bottleneck7,
Fuselage extension, Tail mount bulge 1, Tail mountrear cap, and Intake）●FY2020形状： 2020年度の取り組みにおいて最も大きな遷音速抗力低減が見込まれた形状であり，FY2019形状の胴体全体を一体で修正した形状（AR fuselage）に換え，底面負圧を削減するよ
うにインテーク後部形状を修正し（Intake Type2），さらに尾翼マウントバルジ形状を修正した形状である．その概観を図５に示す．

図５ FY2020形状（AR fuselage, Tail mount bulge 2, Tail mount rear cap, and Intake Type2）
２－２．2021年度の形状修正●Tail mount extended 2： 尾翼マウント前部形状として，2020年度に提案したTail mount bulge 2に代えて図６のTail mount extended 2を提案する．その形状は，Nicolicの簡略化エリアルール[3]に基づき，機軸上の任意点から発するマッハ円錐面上で機体断面積を勘定し，その分布ができるだけ滑らかになるように設計する．設計マッハ数は1.1である．その際，形状パラメタのうち前部最大幅，ボトルネック最小幅，およびボトルネック曲率半径は固定し，先端位置，前縁後退角，および後部最大幅の3つを種々に変更しながらCFD解析を行う．遷音速抗力低減と推進剤搭載質量改善の両立のため，式(1)の評価指標 𝐽 を最大化する形状を選定した．
∆𝑉
(1)
𝐽=−
× ∆𝐶𝐷
𝑉
𝑉は形状修正前の機体全体体積，𝛥𝑉は尾翼マウント前部の形状修正による体積増分，𝛥𝐶𝐷 は尾翼マ
ウント前部の形状修正による全機抗力増分であり，𝛥𝑉 > 0，𝛥𝐶𝐷 < 0を期待している．
51

●Tail mount extended 3： Tail mount extended 2で固定していた3つの形状パラメタも調整することとし，合計6つの形状パラメタを種々に変更しながらCFD解析を行い，評価指標 J を最大化する形状を選定した．その概観を図７に示す．

図６ Tail mount extended 2

図７ Tail mount extended 2（上）とTail mount extended 3（下）の比較

２－３．CFD解析
エリアルール準拠形状の抗力低減効果の予測のために，CFD解析によって迎角ゼロにおける抗力係数を推算した．解析条件を表１，解析結果を図８に示す．Tail mount extended2，3ともにFY2020
形状と比較して亜音速域では抗力増大，超音速域では抗力低減が予測されている．また，Tail mountextended 2と比較してTail mount extended 3のほうが抗力低減効果，評価指標ともに大きいと予測されている．
表１ 尾翼マウント前部の形状修正におけるCFD解析条件
解析対象モデル
迎角
格子点間隔（機体表面）
解析マッハ数支配方程式
空間離散化スキーム
乱流モデル
流体
粘性モデル
静圧・静温

風洞試験模型（7/60 スケール）0 deg
1.0 mm（尾翼マウント前部のみ 0.5 mm）
0.7 ~ 1.3
3D-Navier-Stokes
2 次精度風上差分
Spalart-Allmaras (Strain/Vorticity-Based)
理想気体
Sutherland (Three coefficient method)2020 年度風洞試験と一致

図８ CFD解析結果

52

２－４．風洞試験とその結果
JAXA/ISAS遷音速風洞において全機抗力計測とシュリーレン映像撮影を行った．インテーク開
口比は一貫して0 %（全閉）である．取得された全機抗力データを図９に示す．CFD解析で予測された傾向と同様に，FY2020形状と比較してTail mount extended2は，亜音速域では抗力増大，超音
速域では抗力低減となり，最大で18 Counts（@M1.175）の抗力低減効果が確認された．なお Tailmount extended 3を適用した形状の風洞試験は実施されていない．

図９ 遷音速風洞試験の結果
２－５．３自由度飛行経路解析
地球中心の3自由度慣性極座標系における運動方程式を数値的に解き，機体の飛行性能を予測す
る．形状修正による体積変化に比例した質量変化を想定する．今回提案したFY2021形状（ARfuselage，Tail mount extended 2，Tail mount rear cap，Intake Type2，インテーク開口比0 %）の場合，
機体乾燥質量は267.8 kg，最高到達マッハ数は2.28，マッハ2到達時の残存推進剤質量は11.7 kgと予測された．FY2020形状（機体乾燥質量：260.1 kg，最大到達マッハ数：2.25，マッハ2到達時の残存推進剤質量：10.3 kg）[2] と比較して機体体積，最大到達マッハ数ともに向上すると予測されていることから，抗力低減と推進剤搭載質量改善の両立が可能であると考えられる．
３．排気流を含むCFD解析
吸気，排気の有無で4パターンのCFD解析を実施した．解析条件を表２，解析結果を図１０，１１に示す．風洞試験を再現した解析結果（模型支持スティング有り，吸排気無し，図１０の黒線）と比較して，吸気あり排気あり（図１０の青線）では亜音速・超音速域で抗力低減が予測され，吸気なし排気なし（図１０のピンク線）では全域で抗力増大が予測されている．これは図１１のようにインテークの吸気・排気の有無による機体表面圧力場の変化によるものと考えられる．
表２ 排気流を含むCFD解析における解析条件
実機モデル（1/1
スケール）
0 deg
迎角
0.5 mm
格子点間隔（機体表面）
0.7 ~ 1.3
解析マッハ数
解析モデル

支配方程式

3D-Navier-Stokes

空間離散化ス
2 次精度風上差分
キーム
乱流モデル Spalart-Allmaras (Strain/Vorticity-Based)
流体
理想気体
Sutherland (Three coefficient method)
粘性モデル
静圧・静温，
３自由度飛行解析による飛行経路上の値
エンジン作動状態
53図１１

吸排気流を含むCFD解析より予図１０ 吸排気流を含むCFD解析より予測されるマ

測される圧力分布（上：吸気あり排気あ

ッハ数と全機抗力係数の関係

り，下：吸気なし排気なし）

４．まとめ
第二世代小型超音速実験機について，遷音速抗力低減と推進剤搭載質量改善を狙って，尾翼マ
ウント前部の形状修正を試みた．形状パラメタを種々に変えながら CFD 解析を実施し，全機抗力低減と機体体積拡大を両立できる形状を選定した．JAXA/ISAS 遷音速風洞における風洞試験の結果，FY2020 形状と比較して最大で 18 Counts（@M1.175）の抗力が低減され，飛行解析により最大到達マッハ数が 2.28 まで向上すると予測された．
さらに，エンジン本体とその排気流が全機抗力に与える影響を明らかにするため，吸排気流を含む CFD 解析を実施した．風洞試験（模型支持スティング有り）を再現した CFD 解析と比較して，吸気あり排気ありの条件では亜音速・超音速域で抗力低減，吸気なし排気なしの条件ではマッハ数全域で抗力増大が予測された．この結果より，風洞試験結果に基づく飛行性能予測に比べて，実機では最大到達マッハ数および低速飛行性能の双方の向上が期待できる．
謝辞
本研究で実施された風洞試験は宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA/ISAS）が大学
共同利用設備として提供する高速気流総合実験設備にて行われた（課題番号 W17-019）．
参考文献[1] 三尾太一，山﨑優樹，溝端一秀，東野和幸，「小型超音速飛行実験機のエリアルールに基づく
遷音速抗力の低減」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2017（2018 年 9月），pp.46-49．
[2] 宮本勝也，重清智大，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機の遷音速抗力低減（胴体輪郭の全体的調整，インテーク後端形状の調整）」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2020（2021 年 10 月），pp.44-48．
[3] V. R. Nikolic and E. J. Jumper, “Two Simpliﬁed Versions of Supersonic Area Rule,” Journal of Aircraft,
Vol. 42, No. 2, March-April, 2005, pp.551-555.

54

小型超音速飛行実験機のロールレートによる遷音速動的空力の計測○原口 柊太（航空宇宙総合工学コース

博士前期 1 年）

佐々木 駿（航空宇宙システム工学コース
溝端 一秀（航空宇宙システム工学ユニット

4 年）
准教授）

１．はじめに
これまで，第二世代小型超音速飛行実験機オオワシの六自由度飛行経路解析[1]や自律的誘導制
御系設計のために必須の動的空力特性データ（姿勢変化角速度に起因する動的空力微係数）を，
亜音速条件の風試や CFD 解析によって計測・推算してきた[2-6]．しかし，遷音速，超音速域での空力特性は評価できていない．そこで，遷音速域でのロール角速度による動的空力特性を風洞試
験によって計測することを試みる．
２．風洞試験
２－１．試験装置
風洞試験設備として JAXA/ISAS の遷音速風洞を用いる．測定部断面は 600×600 mm であり，通風可能マッハ数は 0.3～1.3 である．機体模型の胴体内部に設置される六分力内挿天秤によって空気力を計測する．機体模型にロール角速度を与えるために，独自にロール駆動機構内蔵の天秤
支持スティングを設計・試作した．その概観を図１および図２に示す．駆動にはステッピングモ
ータを用い，PC からの数値制御によって正確かつ再現性良くロール駆動できる．機体模型の風圧中心からベアリングまでの距離が大きいことから，揚力発生時には極めて大きなピッチングモー
メントがベアリングにはたらくと考えられる．そこで今回は，安全のため揚力ゼロ状態，すなわ
ちピッチ角ゼロで計測する事とした．

図１ ロール駆動装置の設計図面

図２

ロール駆動装置および六分力内挿天秤を JAXA/ISAS 遷音速風洞に設置した様子
２－２．試験方法
風試用機体模型は，基本的空力形状 M2011Nose-C の 7/60 スケールである．風試条件として 2 通りの無次元ロール角速度（0.00075197，0.00150394）と 5 通りのマッハ数（0.5，0.7，0.9，1.1，1.3）
を組み合わせる．模型をロール駆動しながら通風し，六分力内挿天秤によって空気力を計測する．
ピッチ角は 0[deg]である．

55

２－３．データ解析手法
ロール駆動によって機体模型にはたらく力，すなわち内挿天秤で計測される六分力には，空気力のほかに，重力，ロール運動に起因する慣性力・遠心力，天秤やスティングの撓みによる振動，等の不要な力およびモーメント成分が混在する．そこで，無風状態と通風状態で同一のロール駆動（ロール角変位および角速度）を実施し，通風時の天秤信号から無風時の天秤信号を差し引くことによって，重力，慣性力，遠心力等の不要な力成分を除去する．
一方，ピッチ角θ とロール角𝜑の組み合わせに対して，(1)，(2)式に従って迎角αおよび横滑り角βが生ずる．
𝛼 = tan−1 (cos 𝜑 sin 𝜃)cos 𝜃

𝛽 = sin−1(sin 𝜑 sin 𝜃)

…(1)，

…(2)

以上の手順により得られたそれぞれの空力係数は，横滑り角𝛽に対してヒステリシス特性を示す．ローリングモーメント係数 𝐶𝑙 を例に取れば，図３のようなヒステリシス曲線を描く．縦軸切
片を通る近似直線 y1, y2（図中の赤線）は (3)，(4)式で記述される．
𝑦1 = 𝐶𝑙𝛽 𝛽 + 𝐶𝑙𝑝1𝑝̂ + 𝛿…(3)𝑦2 = 𝐶𝑙𝛽 𝛽 + 𝐶𝑙𝑝2(−𝑝̂ ) + 𝛿…(4)

ここで𝛿[Nm] は，機体模型や流れ場の非対称性に起因するゼロ点偏差である．また，𝑝̂ は無次元ロール角速度であり，有次元ロール角速度𝑝[rad/sec]，翼幅𝑏[m], 機体固定 X 軸方向の流速𝑈0[m⁄s]，
およびピッチ角𝜃を用いて以下の式で与えられる[3,4]：𝑝̂ = 𝑝 ∙𝑏
2𝑈0 cos 𝜃…(5).

以上の事から次の通り(3), (4) 式の引き算で動的微係数を推算できる：
𝐶𝑙𝑝 =𝐶𝑙𝑝1 + 𝐶𝑙𝑝2 𝑦1 − 𝑦2
=
2
2𝑝̂

…(6).

今回の風洞試験ではピッチ角𝜃=0 であることから𝛽=0 であり，右ロール時と左ロール時でそれぞれ
𝑦1 = 𝐶𝑙𝑝1 𝑝̂ + 𝛿…(7)𝑦2 = 𝐶𝑙𝑝2 (−𝑝̂ ) + 𝛿…(8)となる．よって，ロー角速度一定で左右ロール駆動中にはそれぞれ一定値となり，やはり式(6)によって動的微係数を推算できる．

図３ 横滑り角𝛽[deg]に対する空力係数ヒステリシス曲線の例
56

３．試験結果
風洞試験より得られた𝐶𝑙𝑝 および𝐶𝑛𝑝 を図４に示す．低亜音速での値は室蘭工大低速風洞における計測値である．𝐶𝑙𝑝 は全体的に負の値でありロール動安定すなわちロールダンピングがあることがわかるが，低亜音速に比べて遷音速域ではロールダンピングが著しく劣化している．𝐶𝑛𝑝 は低亜音速では正であるが，高亜音速から遷音速にかけて負すなわちアドバースヨーとなっている．

(a) 𝐶𝑙𝑝 vs Mach(b) 𝐶𝑛𝑝 vs Mach

図４ ロール角速度に起因する動的空力微係数の計測結果
４．まとめ
小型超音速飛行実験機オオワシのロール角速度に起因する動的空力特性の計測を遷音速域において試みた．ロール駆動機構内蔵の天秤支持スティングを設計・製作し，JAXA/ISAS 遷音速風洞においてピッチ角ゼロで機体模型をロール駆動しながら天秤計測を実施し，ヒステリシス解析によって動的空力微係数を推算したところ，亜音速域に比して遷音速域ではロールダンピングが劣化することが推定された．
今後は，動的空力特性の迎角依存性をとらえるため，ロール駆動機構のベアリングおよび周辺構造を強化し，ピッチ角をつけた状態で風洞試験を試みる．また，ロールレートの種類を増やすとともに超音速風洞試験も併用して，遷音速・超音速域での総合的な動的空力特性の評価を目指す．
謝辞
本研究で実施された風洞試験は宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA/ISAS）が大学
共同利用設備として提供する高速気流総合実験設備にて行われた（課題番号 W17-019）．
参考文献[1] 小林悠二，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機の六自由度飛行シミュレーションによるロール
応答の予測」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2019（2020 年 9 月），
pp.56-58．
[2] 塩野経介，白方洸次，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機のピッチおよびヨーレートによる動的空力特性」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2017（2018 年 9 月），
pp.58-61．
[3] 白方洸次，塩野経介，
溝端一秀，「小型超音速飛行実験機のロールレートによる動的空力特性」，
室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2017（2018 年 9 月），pp.62-65．
57

[4] 西田明寛，白方洸次，塩野経介，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機の CFD 解析による動的
空力評価」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2017（2018 年 9 月）
，pp.6669．
[5] 溝端一秀，白方洸次，本田敦也，「小型超音速飛行実験機の姿勢変化レートによる動的空力特性の風洞試験」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2018（2019 年 9 月），
pp.48-50．
[6] 西田明寛，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機の姿勢変化レートによる動的空力特性の CFD 解析」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2018（2019 年 9 月），pp.51-52．

58

小型超音速飛行実験機の動的風試における流線計測の試み○佐々木 駿 （航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）
原口 柊太 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 1 年）
溝端 一秀 （航空宇宙システム工学ユニット 准教授）

１．はじめに
これまで小型超音速飛行実験機オオワシの六自由度飛行経路解析や自律的誘導制御系設計のために必須の姿勢変化角速度に起因する動的空力微係数について，亜音速動的風試によって評価が進められてきた．その過程で，Nose-A 形状においてヨーダンピングが劣化する角速度があることが確認された．また，Nose-A と Nose-C においてヨーダンピングに差が見られることも確認された[1]．本研究ではこれらの現象を風洞試験における流れの可視化によって検証し，動的空力特性の発生メカニズムを解明することを目指す．
２．理論と手法
２－１．ヨーダンピングの発生メカニズムに関する理論
機体にヨー角速度が与えられると，ローリングモーメントとヨーイングモーメントが発生する．
ヨー角速度に対するヨーイングモーメント発生割合をあらわす微係数𝐶𝑛𝑟 の発生メカニズムの理論は以下の通りである[2]．
𝐶𝑛𝑟 は主翼が寄与する成分(𝐶𝑛𝑟 )𝑤𝑖𝑛𝑔 と垂直尾翼が寄与する成分(𝐶𝑛𝑟 )𝑓𝑖𝑛 に分けられる．まず，(𝐶𝑛𝑟 )𝑤𝑖𝑛𝑔 については，
1) 機体に右ヨー角速度を与えると，主翼に対する空気流の相対速度は右翼では減少し，左翼は増加する．
2) この相対流速の左右差によって，両翼に抗力差（左翼＞右翼）が生じる．
3) よって，機体に左ヨーイングモーメントが発生する．
次に，(𝐶𝑛𝑟 )𝑓𝑖𝑛 については，
1) 機体に右ヨー角速度 r を与えると，全機重心の後方 𝑙𝑓 の位置にある垂直尾翼の左側面から
右側面方向に流速𝑟𝑙𝑓 の風が当たる．
2) これにより垂直尾翼に右横力がはたらく．
3) その結果，機体に左ヨーイングモーメントが発生する．
これらのことから，𝐶𝑛𝑟 は通常負となり，ヨーダンピングがはたらくと考えられる．
２－２．スモークワイヤ法[3]
室蘭工大の回流式小型低速風洞の吹き出し口にニクロム線（φ0.26 mm）を張り，流動パラフ
ィンを等間隔に塗布し，風速 2 m/sec 程度で通風しながら 30 V 程度の直流電圧を印加し，煙流線を発生させる．高速度ビデオカメラとして株式会社フォトロン製 FASTCAM Mini AX50/AX100
を用い，解像度 1024×1024 ピクセル，フレームレート 750～1000 fps で，機体模型の上方から撮影する．試験条件として，天秤計測[1]および CFD 解析[4]と同等の無次元ヨー角速度となるよう，
駆動角速度を合わせる．

59

２－３．煙流線画像の時間平均化
風洞流れそのものに脈動が含まれ，機体模型周りの流線も振動することから，時間平均的な流線を捉える必要がある．そこで，煙流線上の座標を取得するプログラムを新規に作成し，これを用いて以下の手順で機軸近傍の煙流線について時間平均化を行うとともに，前胴部において機軸上を通る仮想的な流線の挙動を推定する．
1) 図１の通り，機軸後方向きに x 軸を，右方向に y 軸を設ける．
2) 風洞試験の高速ビデオ動画において，機軸近傍の煙流線を一つ選ぶ．
3) 動画から連続画像 200 フレームを切り出す．
4) Fig.1 のように x 軸を等間隔に 9 分割し，y 軸を含めて 10 本の分割線を定義する．
5) 選んだ 1 つの煙流線について，200 フレームの画像それぞれにおいて，上記の 10 本の分割
線と煙流線の交点の x 座標，y 座標を自作プログラムで取得する．
6) 10 通りの x 座標のそれぞれに対して，200 フレーム
分の y 座標の平均値𝑦̅を求める．
7) 10 組の𝑥, 𝑦̅を用いて，9 次の近似曲線を作成する．
8) 機軸を挟む２つの煙流線上の𝑦̅について，出発点（x=0）
における y 座標を重みとする重みつき平均𝑌̃を計算する．10 組の𝑥, 𝑌̃を用いて 9 次の近似曲線を作成
すると，これが機軸上を通る仮想流線である．
9) 垂直尾翼や機軸とともにこれらの近似曲線をプロットし，CFD 解析結果[4]と比較する．
図１ 煙流線上の 10 点の座標の取得
３．結果と考察
Nose-A 形態について，先行研究[1]の天秤計測結果では図２のように無次元ヨー角速度𝑟̂ =0.0023 において𝐶𝑛𝑟 <0 であった．これに比して別の先行研究[4] の CFD 解析結果では𝐶𝑛𝑟 >0 となっており，図３のように機体構成部位の寄与として垂直尾翼が正側の主要因と推定された．図４は Nose-A 形態について𝑟̂ =0.0023 における風試の時間平均流線と CFD 解析による流線の比較である．風試結果から，機軸近くの流線が垂直尾翼右側面に回り込んでおり，右側面での流線間隔が狭まって負圧が生じて左ヨーイングモーメントが発生していると推察される．右ヨー運動中の左ヨーイングモーメントであるからヨーダンピングである．一方，CFD 解析では逆の傾向がみられる．
図５は Nose-A 形態について𝑟̂ =0.0067 における風試による時間平均流線と CFD 解析による流線の比較である．CFD 解析結果と風試結果の両方で機軸近くの流線が垂直尾翼の左側に回り込んでおり，左側面での流線間隔が狭まって負圧が生じ，右ヨーイングモーメントが発生していると推察される．右ヨー運動中の右ヨーイングモーメントであるからヨーダンピングの劣化である．
先行研究[1]の天秤計測結果では，図６のように Nose-A 形態に比べて Nose-C 形態のヨーダンピ
ング効果が大きいことがわかった．図７は Nose-C 形態について𝑟̂ =0.0067 における風試による時間平均流線である．Nose-A では図５の通りヨーダンピングが劣化しているのに対し，Nose-C では図７の通り機軸近くの流線が垂直尾翼右側に回り込み，ヨーダンピングが強まっていると推察
され，先行研究の天秤計測結果と整合している．
60

図２ Nose-A 形態について風試および CFD 解

図３ Nose-A 形態について CFD 解析による機析による𝐶𝑛𝑟 の計測値・推算値(迎角 0 °) [1, 4]体構成部位別の𝐶𝑛𝑟 への寄与（迎角 0 °）[4](a) 風試による流線(b) CFD 解析による流線[4]図４ Nose-A 形態の右ヨー角速度𝑟̂ = 0.0023における機体周りの流線（迎角 0 °）(a) 風試による流線(b) CFD 解析による流線[4]図５ Nose-A 形態の右ヨー角速度𝑟̂ = 0.0067における機体周りの流線（迎角 0 °）図６ 風試による Nose-A 形態と Nose-C 形態の

図７ 風試による Nose-C 形態の右ヨー角速度

𝐶𝑛𝑟 計測値（迎角 0 °）[1]𝑟̂ = 0.0067における機体周りの流線（迎角 0 °）61

４．まとめ小型超音速飛行実験機のヨー駆動時の動的空力特性の発生メカニズム解明を目指して，スモー
クワイヤ法において機体周りの流線を可視化した．煙流線の座標を読み取り，時間平均流線を推定し，CFD 解析結果と比較したところ，以下のことがわかった．
1) Nose-A 形態について，𝐶𝑛𝑟 の劣化側寄与は CFD 解析結果より垂直尾翼が主である．動的風試の時間平均流線より，𝑟̂ =0.0023 では垂直尾翼右側面で負圧が生じヨーダンピングが強められており，𝑟̂ =0.0067 では垂直尾翼左側面で負圧が生じヨーダンピングが劣化していると推定される．
2)

Nose-C 形態では垂直尾翼右側面で負圧が生じヨーダンピングが強められていると推定される．
今後は，カメラと機体の位置関係を固定するため，高剛性雲台付きスティングを新規設計・製作する．またスモークワイヤ法のみでなく，感圧塗料による表面圧力の可視化や PIV 法による流れの可視化を併用して詳細な流れ場の解明を目指す．
謝辞
本研究は，（独）日本学術振興会の科学研究費助成金・基盤研究（C）
・課題番号 19K04833 に基づいて実施した．
参考文献[1] 溝端一秀，白方洸次，本田敦也，「小型超音速飛行実験機の姿勢変化レートによる動的空力特，性の風洞試験」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2018（2019 年 9 月）
pp48-50.
[2] 加藤寛一郎ほか，航空機力学入門，東京大学出版会（1982）．
[3] 朝倉邦造，「新版 流れの可視化ハンドブック」，朝倉書店，(1986). P273.
[4] 川鍋龍斗，「室工大小型超音速飛行実験機のピッチおよびヨー運動による動的空力特性の CFD解析」，室蘭工業大学 2020 年度卒業論文，2021 年 2 月.

62

小型超音速飛行実験機の空力特性における地面効果の解明

坂本 知洋 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
○宮腰 貴利 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 1 年）
清水 奏太 （航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）
溝端 一秀 （航空宇宙システム工学ユニット 准教授）

１．はじめに
小型超音速飛行実験機オオワシの研究開発において，空力データ取得のための風洞試験の条件
は，風洞壁の影響やレイノルズ数の違いなど，実飛行環境の条件とは異なる可能性がある．そこ
で，実飛行環境に近い空力試験手法として，乗用車の屋根上又は前方にオオワシ縮小機体を搭載して走行しつつ空力計測する「車載走行試験」[1-3]を大樹町滑走路において実施してきた．一方，
地面付近での空力特性は上空飛行中とは異なることが知られており「地面効果」[4-8]と呼ばれる．
2020 年度[3]は，ピッチ変角によって機体高さが大きく変化する従前の変角機構[2]を改良し，機体高さ変化を低減した変角機構で車載走行試験を実施したが，機体ピッチ角および高さが走行中に大きく変動している可能性があった．そこで，本研究ではレーザー変位計を縮小機体内部に搭載
し，走行中のピッチ角および高さをリアルタイムに計測し，地面効果の正確な計測評価を目指す．
また，新たにムービングベルトで地面を模した風洞試験および CFD 解析を実施し，地面効果の総合的な評価と解明を目指す．
２．理論と手法
２－１．地面効果
地面効果とは，通常の 3 次元翼（矩形翼，テーパー翼）の場合は，主翼の翼端渦による吹き下
ろし流れが地面によって遮られて誘導抗力が減少することとされている．また，尾翼位置での吹き下ろしも弱まることから，水平尾翼の迎角が増して，全機ピッチングモーメントが減少するとされている．さらに翼型揚力は増加するとされている[4, 5]．
デルタ翼については，その揚力発生メカニズムは矩形翼等と異なり，前縁剥離渦の負圧によって揚力が発生する．従って，地面効果の特性も矩形翼等とは異なり，地面が機体に近接すること
により翼下圧力が上昇し，揚力および抗力は増加，ピッチングモーメントは減少するとされている[6-8]．
２－２．車載走行試験
機体をワンボックスカー前方の地面付近に設置するために，前年度に地面効果計測用櫓を設計・製作した[3]．その外観を図１に示す．また，地面効果計測用櫓および縮小機体などの試験機
材をワンボックスカーに設置した様子を図２に示す．車体前面に吸盤によって櫓を固定し，櫓前面に固定ベース 2 個を設置している．これに CFRP スティング 2 本を設置し，その先端に六分力内装天秤を介してオオワシ縮小機体を被せる．六分力天秤から出力される電気信号は，車内設置の二次較正器，アンプ，およびデータロガーを介して PC に収録され，全機空力データを取得できる．

63

図１ 地面効果計測用櫓

図２ 2021 年度車載走行試験の機材

次にレーザー変位計の搭載方法については，図３に示す通り，前胴部に 1 つ，中胴部に 2 つ，計 3 つ搭載し，それらの受光部間の距離は約 230[mm]に設定している．前胴部では，レーザー変位計を収納する容器を専用のマウントにねじ止めする．また，中胴部ではリングフレーム間を渡すベニヤ製のマウントにレーザー変位計 2 個を設置し，ボルトナットで固定する．

(a) 縮小機体内のレーザー変位計搭載位置(c) 中胴部のレーザー変位計搭載方法(b) 前胴部のレーザー変位計搭載方法
図３ レーザー変位計搭載方法
２－３．風洞試験
地面効果を含む空力を風洞試験で計測するには，実飛行環境において機体後方へ移動する地面を模擬する必要がある．そこで，図４のムービングベルトを設計・製作し，室蘭工大の回流式低速風洞に設置した．ムービングベルトの架台はアルミフレームで構成され，各脚に設置されたサ
クションリフターの吸引力によって床面に緊結している．

図４ 低速風洞に設置されたムービングベルト
64２－４．CFD 解析
ANSYS Fluent を用いて CFD 解析を実施する．その際のメッシュ生成条件，解析条件，および
機体姿勢条件を表１～３に示す．実飛行環境を再現するため，大気と同じ速度で機体後方へ地面が移動する条件を課している．
表１ メッシュ生成条件

表２ 解析条件

Pointowise
1/3 縮小機体（半裁）1/4 球（直径 25[m]）3[mm]（機体表面）
円周上 200 点（解析領域）
直径上 800 点（解析領域）

格子生成ソフト
解析モデル
解析領域
格子点間隔

ANSYS Fluent
0.088（対気速 30[m/s]）
三次元 Navier-Stokes
二次精度風上差分
Spalart-Allmaras
理想気体
101.325[KPa]
273.15[K]30[m/s]

解析ソフト
解析マッハ数支配方程式
空間離散化スキーム
乱流モデル
流体
静圧
静温
地面速度

表３ 機体姿勢条件
20，40，50
0，5，7.5，10

機体重心から地面までの鉛直高さ[cm]
機体迎角[deg]

３．結果と考察３－１．車載走行試験
2021 年 11 月 20 日～27 日に大樹町多目的航空公園滑走路にて車載走行試験を実施した．ピッチ
角 0[deg]における地面からの機体高さ，および走行前の機体ピッチ角を種々に設定した．また，実際の離着陸飛行は脚出し状態であるから，脚出しおよび脚無しの両方で試験を実施した．
車載走行試験結果から推算された脚出し時の空力係数を図５～７に示す．横軸は式(1)の無次

1.2

0deg
5.2deg11.8deg
16.2deg

1

元高さ h / b である．
(1)

CL

0.8

ℎ 主翼先端から地面までの鉛直距離=𝑏
翼幅2.4deg7.2deg12.3deg
18.7deg

0.6
0.4

機体が地面に近づくにつれ揚力・抗力が増加し，

0.2

ピッチングモーメントは減少していることが分0

かる．また機体ピッチ角が大きいほど，高さの変化による空力変化が大きい．
0.4

0

0.2

0.4

0.6

h/b

0.8

1

1.2

1.4

図５ 車載走行試験から推算された揚力係数
（脚出し）
0.05

0.3

h/b

0

-0.05

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

-0.1

CD

0.25

2.4deg7.2deg12.3deg
18.7deg

Cm.cg

0deg
5.2deg11.8deg
16.2deg

0.35

0.2
-0.15

0.15

-0.2

0.1

-0.25

0.05
0

-0.3

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

0deg
5.2deg11.8deg
16.2deg

2.4deg7.2deg12.3deg
18.7deg

-0.35

h/b

図６ 車載走行試験から推算された抗力係数
（脚出し）
65

図７ 車載走行試験から推算されたピッチング
モーメント係数（脚出し）

３－２．風洞試験
風洞流れの風速を 20[m/s]に設定し，風洞試験を実施した．迎角は 0～15[deg]，機体からベルトまでの高さは機構上設定可能な最小，最大，およびその中間の 3 通りとした．またベルト駆動の有無による空力の違いを検証するため，ベルト駆動有り無しの双方の条件で実施した．
風洞試験によって得られた空力係数を図８～

CL比較

1.2

１０に示す．ベルト駆動有り無しのいずれにお1

いても，機体がベルトに近接するほど揚力と抗15deg OFF
15deg ON
12deg OFF
12deg ON
9deg OFF9deg ON
6deg OFF
6deg ON
3deg OFF
3deg ON0deg OFF0deg ON0.8

CL

力は増大し，ピッチングモーメントは減少している．すなわち，デルタ翼の地面効果の特性と

0.6
0.4

一致する．次に，ベルト駆動有り無しの結果を0.2比較すると，揚力についてはほとんど差は見ら00

れない．抗力およびピッチングモーメントにつ

0.4

図８

値のほうが若干大きい．

係数

0.8

Cm,cg比較

0.15
0.1
0.05

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

-0.05

-0.1
Cm,cg

0.2

h/b

0

15deg OFF
15deg ON
12deg OFF
12deg ON
9deg OFF9deg ON
6deg OFF
6deg ON
3deg OFF
3deg ON0deg OFF0deg ON

0.25

1

地面効果にかかる風洞試験による揚力

CD比較

0.3

0.6
h/b

いては，ベルト駆動無しに比べて有りの場合の

CD

0.2

-0.15

-0.2
-0.25

0deg ON0deg OFF
3deg ON
3deg OFF
6deg ON
6deg OFF9deg ON
9deg OFF
12deg ON
12deg OFF
15deg ON
15deg OFF

-0.3
0
0

0.2

0.4

0.6

0.8

-0.35

1
h/b

図９

地面効果にかかる風洞試験による抗力

係数

図１０

地面効果にかかる風洞試験によるピッチングモーメント係数

なお，オオワシの空力形状において主翼および水平尾翼のキャンバーおよび取付角はゼロであるから，迎角ゼロでは揚力およびピッチングモーメントはゼロである筈である．一方，風洞試験結果（図８および図１０）では，迎角ゼロにおいて揚力は正，ピッチングモーメントは負となっている．これは，ムービングベルトの設置により風洞流れが乱され空気流に傾斜がついているためと推察される．
0.7

３－３．CFD 解析

0.6

CFD 解析より得られた空力係数を図１１～

20cm
40cm
50cm

0.5

１３に示す．地面に近づくほど揚力・抗力が増CL

0.4加し，またピッチングモーメントが減少してい

0.3
0.2

る．すなわちデルタ翼の地面効果の特性と一致

0.1

している．また，地面からの高さ 40 cm 以上（主0-0.1

翼幅の半分以上）では地面効果は非常に小さい

0

2

4

6

8

10

迎角[deg]

図１１ CFD 解析より得られた揚力係数

ことが推定できる．

66

0.05

0.2

20cm
40cm
50cm

0.16

迎角[deg]

0
0

2

4

6

8

10

-0.05

Cm.cg

CD

0.12
0.08

-0.1
-0.15

0.04

-0.2
0
0

2

4

6
迎角[deg]8

図１２ CFD 解析より得られた抗力係数

20cm
40cm
50cm

-0.25

10

図１３

CFD 解析より得られたピッチングモーメント係数４．まとめ
小型超音速飛行実験機オオワシの空力特性における地面効果について，車載走行試験，風洞試
験，および CFD 解析を実施したところ，デルタ翼同様の地面効果の傾向（揚力，抗力の増加，ピッチングモーメントの減少）が明らかになった．今後，3 つの手法による空力データを定量的に比較検証するために，各種法の幾つかの課題点を改善し，試験・解析の条件を一致させる必要がある．例えば，車載走行試験において地面からの機体高さを 20 cm 程度まで下げること，そのために走行中の機体揺動を抑制する手法を構築すること，ピッチ角によって機体高さが変わらない
変角機構を構築すること，また，風洞試験においてムービングベルト設置による風洞流れの乱れを抑止すること，等である．
参考文献[1] 久保田穏，春日綜，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機の車載走行試験による空力評価」，室
蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2018（2019 年 9 月）pp.56-57.
[2] 久保田穏，坂本知洋，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機の車載走行試験による全機空力の評
価」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2019（2020 年 9 月）pp.59-62.
[3] 坂本知洋，宮腰貴利，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機の車載走行試験による空力地面効果の評価」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2020（2020 年 9 月）pp.60-62.
[4] 李家賢一，航空機設計法，コロナ社，pp.30~31（2011 年）．
[5] R. E. Curry and A. H. Bowers, “Ground-Effect Analysis of a Jet Transport Airplane,” NASA Technical
Memorandum 85920, 1985.
[6] R. E. Curry and L. R. Owens, “Ground-Effect Characteristics of the Tu-144 Supersonic Transport
Airplane,” NASA TM-2003-212035, 2003.
[7] Qiulin Qu, Zhe Lu, Hao Guo, Peiqing Liu and Ramesh K. Agarwal, “Numerical Investigation of the
Aerodynamics of a Delta Wing in Ground Effect,” JOURNAL OF AIRCRAFT, vol. 52, No. 1, January–
February 2015, pp.329-340.
[8] 吉川寛喬, 李家賢一, 郭東潤, 「超音速航空機の地面効果を含む低速空気力推算モデルと離陸特性推算について」，JSASS-2020-5145，第 58 回飛行機シンポジウム，2020 年 11 月 25 日～27 日，
オンライン．

67

小型超音速飛行実験機縮小機体の六自由度飛行シミュレーションによる離陸性能予測○谷口 友紀 （航空宇宙総合工学コース

博士前期１年）

溝端 一秀 （航空宇宙システム工学ユニット 准教授）

１．はじめに
第二世代小型超音速飛行実験機（第二世代オオワシ）の縮小機体が設計・製作され，その飛行試験が実施されつつある[1, 2]．縮小機体の推進器は電動ダクテッドファン（EDF）であり，その推力および作動秒時の制約が比較的大きい．また，滑走離陸を確実に実施するために，機体重量，
重心位置，昇降舵操舵開始対気速度，等の条件が離陸性能に及ぼす影響を定量的に予測する必要がある．実際の航空機開発では，離陸滑走時にエレベータ操舵によって尻擦り状態を維持しながら加速・離陸することを通して最小離陸速度を明らかにする VMU テスト（Velocity Minimum
Unstick test）が実施されている[3]．そこで本研究では，この VMU テストを六自由度シミュレーシ
ョンによって模擬し，縮小機体の最小離陸速度を予測する．
２．六自由度シミュレーションの手法
２－１．機体諸元
縮小機体は，Nose-A 形態フルサイズ機の 1／3 スケール形状を元に，揚力増強のために主翼寸法を 1.3 倍としている[1]．その形状と諸元を図１および表１に示す．乾燥重量および慣性モーメ
ントは，機体構造の 3D-CAD データにもとづく Solidworks による推算値である．推進器（EDF）の推力は対気速度に依存し，実測値として対気速度 0 m/s で 30 N，20 m/s で 25 N であり，これを線形補間および線形補外して用いる．
表１ 小型超音速飛行実験機オオワシの諸元

図１ 縮小機体の形状

Specification Item
Wingspan b[m]Total length L[m]Main wing area S[m2]Main wing MAC c [m]Total dry mass [kg]Ix [kg m2]
Iy [kg m2]
Iz [kg m2]
Ixz [kg m2]

Full size
2.413
5.921
2.145
1.194
293
44.54
6774
6765
25.98

Subscale
1.046
2.005
0.40540.51714.790
0.04041.327
1.34660.0304２－２．支配方程式[4, 5]
縦と横・方向の連成や，トリム状態から大きく偏差した状態（特にロール角の大きい状態）も扱えるよう，微小擾乱近似に基づく線形化運動方程式ではなく，おおもとの六自由度運動方程式を用いる．飛行状態に応じて空気力，推力，および重力を推算しながら，運動方程式を数値的に時間積分する．空気力の推算には，これまでの多様な風試による静的空力および動的空力の計測
データを活用する．
地上での滑走離陸を表現するために，脚から機体へはたらく脚反力の大きさ𝐹𝑔𝑒𝑎𝑟,𝑖 を次式で記述する．脚反力の向きは機軸に垂直に上向きである．ここで，脚をバネ𝑘𝑖 および減衰器𝑐𝑖 の並列と見68

なしており，𝑥𝑖 は脚の縮み量，𝑙𝑖 は重心から脚までの絶対距離（機軸方向），𝑞はピッチレートである．𝑖については前脚は 1，主脚は 2 である．𝑥𝑖 ≤ 0は車輪が地面から離れる事象に対応しているので，脚反力を 0 とする．
𝐹𝑔𝑒𝑎𝑟,𝑖 = {𝑘𝑖 𝑥𝑖 + 𝑐𝑖 (𝑥̇ 𝑖 + (−1)𝑖 𝑙𝑖 𝑞) ∶ 𝑥𝑖 > 00∶ 𝑥𝑖 ≤ 0

２－３．解析環境[4, 5]
MATLAB/Simulink/Aerospace Blockset/ Aerospace Toolbox によってコーディングおよび数値計算
する．操舵等の入力は自動操舵入力，すなわち運動状態に応じて予め指定されたスロットルおよび舵角が入力されるようプログラムする．飛行解析プログラムを実行すると，重心位置，速度，
加速度，重心周りの姿勢角，角速度，角加速度，等の解析結果が時系列の数値データとして記録される．
２－４．解析条件
機体重量，重心位置，および昇降舵操舵開始対気速度を種々に与え，滑走開始から離陸上昇までの運動を解く．その際，VMU テストを模して，滑走中にピッチ角が尻擦り角 11 deg に概ね一致
するように操舵シーケンスを与える．
３．解析結果機体重量 6 kg，重心位置は主翼峰（前脚荷重 11 %），昇降舵操舵開始対気速度 10 m/s，スロット
リング 50 % の場合の解析結果を図２に示す．時刻 3.8 秒のエレベータ操舵によってピッチアップ
モーメントが発生するが，重力によるピッチダウンモーメントに打ち勝つことができず前脚が少し伸びるにとどまっている．やがて対気速度が増して時刻 5.8 秒に空力ピッチアップモーメントが優勢になり，ピッチアップ運動が開始される．その時の対気速度は 13.98 m/s である．その後エレベータ操舵によってピッチ角を概ね 11 deg に保ちながら，すなわち尻擦り状態を維持しながら加速し，時刻 11.0 s に離陸している．この時の対気速度が最小離陸速度であり 19.55 m/s である．
次に，スロットリングを 100 %とした場合の解析結果を図３に示す．この条件では滑走中の大きな加速により，ピッチ角が尻擦り角に達すると同時に離陸する結果となっている．
20

vertical forces [N]

10

60

5

40

0
-5

20

-10
0
3

4

5

6

-20

7

8

9

10

11

12

Lift
drag
front gear force

gravityallelevator[deg]

25

6

20

5
4

15

3
10
2
5

1

0

-15

3

-5

-20

Time[s][deg],[deg/s],[m/s]80

elevator [deg]

15

4

5

6

7

8

9

10

11

12

0
-1

Time[s]theta[deg]airspeed[m/s]
altitude[m]thrustmain gear force

Altitude[m]100alpha[deg]q[deg/s](a) 種々の力の垂直成分およびエレベータ舵 (b) ピッチ角，対気速度，高度，迎角，およびピ角の履歴
ッチレートの履歴
図２ 機体重量 6 kg，重心位置は主翼峰（前脚荷重 11 %），昇降舵操舵開始対気速度 10 m/s，
スロットリング 50 %の場合の滑走離陸シミュレーションの結果
69

20

60

5

40

0

-5

20

[deg],[deg/s],[m/s]10

elevator [deg]virtical forces [N]

25

6

20

5

15

80

-10

0
1

2

3

4

5

-20

Lift
drag
front gear force

gravityallelevator[deg]

3
10
2
5

1

0

-15

1

1.5

2

2.5

-5

-20

Time[s]4

15

theta[deg]q[deg/s]
altitude[m]thrustmain gear force

3

Time[s]

3.5

4

4.5

5

Altitude[m]

100

0
-1

alpha[deg]airspeed[m/s](a) 種々の力の垂直成分およびエレベータ舵 (b) ピッチ角，対気速度，高度，迎角，および角の履歴
ピッチレートの履歴
図３ 機体重量 6 kg，重心位置は主翼峰（前脚荷重 11 %），昇降舵操舵開始対気速度 10 m/s，
スロットリング 100 %の場合の滑走離陸シミュレーションの結果
４．まとめ
小型超音速飛行実験機オオワシ縮小機体の滑走から離陸上昇までの運動について，過渡的な六自由度運動を解くことによって離陸性能を予測した．機体重量 6 kg，重心位置を主翼峰（前脚荷重 11 %），昇降舵操舵開始対気速度 10 m/s，スロットリング 50 %の場合，最小離陸速度は 19.55
m/s と予測された．スロットリング 100 %の場合は，滑走中の大きな加速により，ピッチ角が尻擦り角に達すると同時に離陸する結果を得た．今後は，機体重量，重心位置，昇降舵操舵開始対気速度，等をパラメトリックに変えるシミュレーション，地面効果を含むシミュレーション，等を実施し，縮小機体の離陸性能を詳細に予測する．また，フルサイズ機の六自由度飛行シミュレー
ションも実施する計画である．
参考文献[1] 溝端，今井，樋口，勝又，湊，中田，高野，「小型超音速飛行実験機の滑走離陸試験用縮小機体の設計と製作」，
室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2019（2020 年 9 月），
pp.95-98．
[2] 内海，中田，今井，上羽，勝又，樋口，溝端，湊「小型超音速実験機オオワシ 2 号機縮小機
体の滑走離陸試験」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2019（2020 年 9月），pp.99-100．
[3] Airbus, “Flight Tests - Ep.7: Velocity Minimum Unstick,” https://twitter.com/Airbus/status/
1414876954306752513， 2021 年 7 月 13 日．
[4] 小林悠二，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機の六自由度飛行シミュレーションによるロール
応答の予測」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2019（2020 年 9 月），
pp.56-58．
[5]谷口友紀，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機縮小機体の六自由度飛行シミュレーションによる周回飛行性能および離陸性能予測」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2020（2021 年 9 月）
，pp.55-59．

70

無人航空機向け対気速度を考慮した旋回経路追従制御の検討

上羽 正純（航空宇宙システム工学ユニット 教授）○安川 慧（航空宇宙総合工学コース 修士 1 年）

１．はじめに
近年，無人航空機を用いた利用が進み，農作物防除，農地モニタリング，植生観測等の農林業
分野，橋梁・トンネル点検，構造物点検等の巡視・点検分野，災害時における被災地調査，地形計測等分野，物品の輸送等，通信回線確保の為の無線中継等について，サービスが実際に提供中，
あるいは今後のサービス提供が検討もしくは研究開発が実施されている[1]．広範囲，長時間のミッションを考えると無人航空機としては固定翼無人航空機が有利であるものの定点で滞空する必要がある無線中継のミッションにはドローンやヘリコプターのようにホバリングすることはできない為，高精度な旋回技術が重要となる．
本研究では，実際の無人航空機でも設定した飛行経路を追従できるように，時々刻々と変化す
る対気速度，対地速度の両方を組み込んで航空機の縦・横方向の釣り合い式を用いてロール角コ
マンド生成法，旋回半径偏差を抑制する方位角制御系を構築し，その有効性をシミュレーション
で確認する．本報告書では，その進捗を報告する．
２．理論と手法
２－１．ロール角コマンドの決定
航空機における揚力は対気速度に基づき発生する．この揚力の鉛直方向に作用する力は重力と釣り合っているが，横方向に対しては遠心力と釣り合うことになる．この遠心力は対地速度を使用する為，図 1 より縦の釣り合いを満たす式は(1)式，横の釣り合いを満たす式は(2)式のように表
わされ，その時のロール角𝜙1 ，𝜙2は必ずしも同じではない．
𝐿 𝑐𝑜𝑠 𝜙1 = 𝑚𝑔

(1)

𝑉c 2
𝑅

(2)

𝐿 𝑠𝑖𝑛 𝜙2 = 𝑚
さらに L は対気速度𝑉𝐿 を用いて(3)式となる．

1
𝐿 = 𝜌𝑆𝐶L 𝑉L 22(1)式と(2)式のロール角𝜙1 ，𝜙2は，(4)，(5)式と表すことができる．

(3)

ここで，縦方向のロール角コマンドは時々刻々変動する対気速度で決まり，一方，横方向のコマンドは，対気速度と目標旋回半径で決まる．
2𝑚𝑔
𝜙1 = cos−1 ()
𝜌𝑆𝐶L𝑉L 2
𝜙2 = sin−1 (2𝑚𝑉c 2
𝜌𝑆𝐶L 𝑅𝑉L 2

)

(4)
(5)

今回の旋回経路追従制御ではこれらの(4)，(5)式のどちらかを満た

図 1 旋回中の航空機のすように制御を行う．また，実機試験を想定した場合，風環境下であ力の釣り合い71

るため，風の速度によって対気速度と対地速度が異なり，縦・横それぞれの条件が発生する．そのため，ロール角コマンドは飛行経路からの偏差状態に応じて適宜切り替えて使用し，経路制御を行う．
２－２．旋回半径と方位角の関係
今まで示した釣り合いを満たすロール角制御のみでは目標旋回半径とのずれを修正することができない．そのため，さらに旋回半径偏差を小さくする制御系を本手法に組み込む．ここで，図 2 より，目標旋回半径と実際の旋回半径の偏差∆Rと仮定し，方位角ψを用いて表すと(6)式となる．
∆𝑅̇ = 𝑉L sin 𝜓 (6)(6)式を用いて旋回半径偏差を小さくする制御系を構築する．

図 2 旋回半径と方位角の関係

３．制御系設計
本旋回経路追従制御は縦及び横方向の力の釣り合いを満たすようなロール角制御系に加えて，旋回半径の誤差を修正する方位角制御系，対気速度制御系及び高度一定制御系により実現する．
これら制御系での制御則は PID とした．また，ロール角コマンドの切り替えは高度偏差を条件として切り替えることとした．
(a) ロール角制御系
ロール角制御系のブロック線図を図 3 に示す．
また，(4)，(5)式のロール角コマンドは非線形の為，実際には線形化してコマンドを生成して

図 3 ロール角制御系のブロック線図

いる．
(b) 方位角制御系
旋回経路の接線を基準として生成した方位角
コマンドは，図 4 のように搭載慣性航法装置からの方位角を旋回経路の接線を軸とした方位角

Center ofturningradiusに変換する必要がある．この変換式は(7)式となる．また，方位角制御系のブロック線図を図 5,6

Sensor axisに示す．
𝑥 − 𝑥0𝜓R = 𝜓Body − {90° − tan−1 ()}
𝑦 − 𝑦0

図 4 センサ軸から旋回経路軸の関係(7)

図 5 旋回経路追従制御系のブロック線図
４．シミュレーション
４－１．対象機体72

図 6 方位角制御系のブロック線図

ここでは，前述の釣り合い式に基づくロール角コマ
ンド切り替えの効果と方位角制御系による旋回半径
誤差をシミュレーションにより評価する．
４－２．制御対象
本研究では，実機試験で使用予定の図 7 のような機
体質量約 5.5 kg，翼幅約 2 m の低翼のガソリン模型飛行機を対象としてシミュレーションを実施した．表 1

図 7 対象機体(TEMPEST60)にその機体諸元を示す．
４－３．シミュレーション条件
シミュレーションの初期条件や目標値を表 1 に示す．また，本シミュレー
ションでは実機試験で使用しているセンサを参考にセンサ誤差を導入した．

表 1 シミュレーション条件
初期対地速度

22 m/s

目標対気速度

22 m/s初期対気速度

22 m/s初期姿勢角

0 deg.

目標旋回半径100 m

迎角

3 deg.

目標高度

100 m

センサ誤差の標準偏差を表 2 に示す．

加えて，シミュレーション中では迎角一定で飛行し，風外

表 2 センサ誤差

乱は方向一定で吹いていると仮定した．さらに，ロール角

姿勢角

コマンドの切り替え条件は高度偏差が 10 %を超えたとき

0.5 deg.

緯度経度(x，y 方向)

3 m 以下に縦の釣り合いを満たすロール角コマンドを出力し，それ

高度

0.2 m

以外の時は横の釣り合いを満たすロール角コマンドを出速度0.17 m/s

力している．本シミュレーションでは表 2 で示すように高度偏差が 10 m を超えたときに切り替わる．
４－４．シミュレーション結果
旋回中心 開始位置

無風状態，定常風，突風の条件でシミュレーションを行った．シミュレーション結果を図 8～11 に示す． また，風は x-y 平面に平行に吹いていると仮定している．
a) 無風状態
無風状態としてシミュレーションを実施した．図 9(a)風方向より，旋回半径は最大約 2 m の偏差で旋回可能なことが確認できた．また，高度偏差が 10 m を超えていない

図 8 シミュレーション軌跡

104
102
100
98
96

出力値

Roll [deg.]Radius [m]為，ロール角コマンドの切り替えは起こっていない．

コマンド
0

20

40
Time [s]6080

図 9-(a) 旋回半径の時間履歴

50
40
30
20
10
0
0

出力値

コマンド

20

40
Time [s]60

図 9- (b) ロール角の時間履歴b) 定常風定常風 3 m/s の風が吹いているとしてシミュレーションを実施した．図 10(a)より，旋回半径は
最大約 2 m の偏差で旋回可能なことが確認できた．また，図 8 より無風時と同様に高度偏差は 107380

m を超えていないので，ロール角コマンドの切り替えは起こっていない．また，風は方向一定で吹いている．その為，旋回位置によって対気速度が変化することから，図 10(b)のようにロール角

104
102
100
98
96

出力値

コマンド
0

20

Roll [deg.]Radius [m]コマンドはそれに応じて釣り合いを満たすよう出力されている．

40
Time [s]

60

50
40
30
20
10
0
0

80

図 10- (a) 旋回半径の時間履歴

出力値

コマンド

20

40
Time [s]6080

図 10- (b) ロール角の時間履歴c) 突風
風の強さは実機試験を行っている白老町の平均風速を参考にし決定した．気象庁[2]によると 11
月に年間最大 2.8 m/s の平均風速が発生することから，突風としてその 2 倍の 5.6 m/s と設定した．
図 11(a)より旋回半径偏差は無風，定常封じと同様に最大 2 m 程度となっている．これは横の釣り合いを満たすロール角コマンドが対気速度の変化に応じて対応しているからと考えている．図

104
102
100
98
96

Roll [deg.]Radius [m]11(b)より約 30 秒毎に突風が発生していることが分かる．

コマンド
出力値

0

20

40
Time [s]6080

図 11- (a) 旋回半径の時間履歴

4020

出力値 コマンド

0
0

20

40
Time [s]60

図 11- (b) ロール角の時間履歴

５．まとめ
今回は高精度に目標経路上を追従飛行する為に力の釣り合いによるロール角コマンド生成法，
方位角制御による旋回偏差抑制する手法を取り入れた．シミュレーション結果では，それぞれの条件に対しても最大約 2 m の偏差で旋回可能なことが確認できた．今後は実機による飛行実証を行う．
参考文献[1] Hasegawa K, Future of Agriculture Using Unmanned Aerial Vehicle, IIEEJ vol.45 No.4 (2016)
pp.504-507[2] 国土交通省 気象庁
http://www.data.jma.go.jp/obd/stats/etrn/view/nml_amd_ym.php?prec_no=21&block_no=0130&year=&m
onth=&day=&view=p1

7480

3 分の 1 オオワシ 2 号機の完全自律飛行制御系の HILS を用いた評価方法の研究

上羽 正純（航空宇宙システム工学ユニット 教授）○三浦 雅弥（航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）

１．研究背景と目的
無人航空機の自律制御系を実機により飛行試験するには多大なコストが発生する．そこで，航空機のみならず，自動車の制御系開発においても使用されている HILS(Hardware In the Loop
System)は，誘導制御回路搭載のソフトウェアの性能評価に有効な手段である．HILS は制御対象
ダイナミクスを PC 上で模擬した運動による飛行状況をリアルタイムで出力を用いて，実物の誘導制御回路及びそれに実装されているソフトウェアを組み合わせる事で性能を評価する．
ここでは 3 分の 1 オオワシ 2 号機の飛行制御系の飛行検証に必要なコストや時間の大幅な削減に向けて，HILS の開発状況を報告する．
２．HILS の機材
HILS の構成を図 1 に示す．航空機の運動を PC 上でモデル化し，インタフェース回路を介して制御回路の入出力と接続して制御ループを構成する．

航空機運動
シミュレータ搭載PC
操作量(PWM)，
角度(電圧)

本研究ではこの全てのシステムを

速度，座標，
姿勢角 (UART)

IF基板

HILS として定義し， 3 分の 1 オオワシ

受信機

プロポ

TT＆C
ソフトウェア
搭載PC

操作量
(PWM)

誘導制御
回路

スロットル操作量(PWM)

2 号機飛行制御則検証に向けて HILS の速度，座標，
姿勢角 (UART)

動作確認を下記のステップで行う．
第 1 ステップとして，手動操作を行い
姿勢角と速度がプロポの入力に応答しているか確認する．
第 2 ステップとして，

ポテンショメータ付きサーボ

操舵量に対応する角度(電圧)黒矢印：制御ループ

舵面操作量(PWM)

航空機搭載制御機器

図 1 HILS の構成

カルマート用の制御則を用いて自動飛行モードにおける HILS の動作を確認す

る．第 3 ステップとして，3 分の 1 オオワシ 2 号機向けに設計された完全自律飛行制御則を誘導
制御回路上の制御ソフトウェアに書き込み，飛行性能を評価する．
３．現状の課題
３－１．慣性航法装置
現在，飛行実験は、慣性航法装置として CSM-NG200 の出力を使用した誘導制御回路で行って
おり、Tiny Feather の出力には対応していない．従って，今後 HILS を用いて飛行制御系の飛行検証を本誘導制御回路で行っていくには，シミュレータから出力される慣性航法装置のデータフォ
ーマットを Tiny Feather から CSM-MG200 に変更する必要がある．
３－２．ポテンショメータ付きサーボのノイズ

75

ハードウェアの動作確認を行なったところ，ポテンショメータ付きサーボの出力電圧にノイズが乗っている事が判明した．また，このノイズによってシミュレーション上の機体運動が発散した．そこでまず，カットオフ周波数 4.8 Hz のローパスフィルタを導入し，その効果をオシロスコープで確認した．エレベータにおけるポテンショメータ付きサーボの出力を図 2 に示す．結果として，全ての舵面においてノイズが大きく低減した．
ノイズが低減されたことによって，プロポによる手動操作中にシミュレーション上の機体運動が発散することは無くなった．しかし，前述の課題により現在自動飛行モードでの検証が行えていないため，自動飛行に対する影響は不明である．

Noise : 0.2V
(シミュレーション上で
6 deg. に相当)
Noise : 0.024V(シミュレーション上で0.8 deg. に相当)(a) ローパスフィルタ導入前(b) ローパスフィルタ導入後

図 2 ポテンショメータ付きサーボの出力
３－３．機体パラメータ
現在シミュレータに入っている機体諸元や空力微係数は，電動模型飛行機カルマート α40 のものであるため，3 分の 1 オオワシ 2 号機のデータを追加する必要がある．
４．HILS の改修

HILS

HILS のデータを GNC&TTC 回路へ出力する際，シミュレータ及び入出力装置内では，

プロトコル
ソフトウェア

慣性航法装置として Tiny Feather のデータフ

航空機6自由度運動
シミュレータォーマットを模擬してパケットを構成して航空機6自由度運動シミュレータ搭載PC

いる[1, 2]．しかし，HILS によって飛行性能を評価する予定である完全自律飛行制御則

入出力装置搭載ソフトウェア

は，慣性航法装置として CSM-MG200 の使入出力装置用を想定しているため，Tiny Feather のデー
ポテンショメータ付き

タフォーマットでは正常動作しない．よっサーボて今後ソフトウェアのアップデートにより，慣性航法装置として CSM-MG200 のデータ

切替装置

受信機

GNC&TTC回路No.2

プロポ

TT&Cソフトウェア搭載PC

フォーマットを模擬してパケットを構成するよう変更する．
改修対象となるソフトウェアは，図 3 の
図 3 改修対象ソフトウェアの位置づけ[3]赤枠に示すプロトコルソフトウェアと入出76

力装置搭載ソフトウェアの 2 箇所であり，今後本ソフトウェアの改修を進める．
５．まとめ
本研究では，3 分の 1 オオワシ 2 号機向けの完全自律飛行制御系の HILS を用いた評価方法を実現させるために，現状の課題を明らかにし，今後の改良及び改修事項について検討した．
第 1 ステップとして，手動操作を行い姿勢角と速度がプロポの入力に応答していることは確認済みである．今後は現状の課題を解決次第，第 2 ステップとして，カルマート用の制御則を用いて自動飛行モードにおける HILS の動作を確認．第 3 ステップとして，3 分の 1 オオワシ 2 号機向けに設計された完全自律飛行制御則を誘導制御回路上の制御ソフトウェアに書き込み，飛行性能を評価する．
参考文献[1] 株式会社ウェルリサーチ，Hardware in the loop system 構築向け基本性能確認作業成果報告
書，HLS-TEC-002，2018.3.15[2] 株 式 会 社 ウ ェ ル リ サ ー チ ， GNC&TTC 系 CSM-MG200 対 応 化 作 業 取 扱 説 明 書 ，
OW2-TEC-18-004，2019.3.15[3] 株式会社ウェルリサーチ，Hardware in the loop system 向け入出力装置及び切替装置製作取扱説明書，HLS-TEC-004，2018.11.22

77

固定翼無人航空機のトリム飛行状態を用いたセンサ‐機体軸間誤差推定法の研究
上羽 正純（航空宇宙システム工学ユニット 教授）○川合 柊平（航空宇宙総合工学コース 修士 1 年）
内藤 俊助（航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）

１．はじめに
近年，無人航空機(UAV)の利用が進むとともに，UAV を高精度に指定した経路を飛行させることが重要となってきている．我らの固定翼 UAV の自律飛行技術の研究において，トリム調整及び軸間誤差推定は高精度経路追従飛行に必須な技術である．
これまで，小型の固定翼 UAV に対する手動によるトリム調整は，プロポから舵面の補正量を送信し目視での定常飛行が確認されるまで繰り返し行ってきた．しかし，本トリム調整の手法では，
舵面補正角度及び定常飛行にある固定翼 UAV の状態を定量的に把握することは不可であり，軸間誤差も求めることができない．さらにプロポによるトリム調整では送信可能な舵面補正角度の分解能が小さく，舵面の微調整を行うこともできない．
この問題を解決するために，ここではより大
高度
速度
姿勢角

きな分解能で舵面補正角度を入力し，固定翼
舵面補正角度量UAV の状態を把握可能にするため，新規に作成した地上 TT&C 装置を用いてトリム調整を行い，トリム飛行時の固定翼 UAV の状態及び舵面
補正角度を正確に把握するとともに，計測した速度を用いて，センサ座標軸と機体固定座標軸間のアライメント誤差を推定する手法について

固定翼UAV速度
姿勢角

地上TT&C装置

図 1 新規提案のトリム調整手法の検討結果を報告する．
２．理論と手法
２－１．軸間誤差の定義と本研究の概要
本研究では，トリム状態を高度，姿勢角及び速度が一定の状態とする．また，本研究における機体固定座標系は，トリム飛行状態において速度ベクトル𝑉𝑐0に一致した安定軸から迎角𝛼0上向きに X 軸をとった機体軸を採用する．さらにトリム状態にある固定翼 UAV の機体軸での速度成分
は X 軸方向，Z 軸方向に発生しているものとし，Y 軸
方向には発生していないものとする．また，センサ座
標軸X S ‐ YS ‐ ZS と機体軸間X B ‐ YB ‐ ZB の取り付け誤差を
軸間誤差と呼ぶこととする（図 2）．
センサ座標軸と機体軸間誤差の推定は，コマンド送
信及びテレメトリ受信が可能な地上 TT&C 装置を用いてトリム調整を行い，受信したトリム飛行状態のデータを取得する．その後 X 軸，Y 軸，Z 軸周りに軸間誤差分だけ回転したときの機体軸の速度とセンサ軸での速度の関係式から，軸間誤差の解析式の導出を行う．
78

図 2 軸間誤差

今回は実験の前段階として，MATLAB のシミュレーションを用いて，導出した解析式及び理論の妥当性及び精度を確認する．
２－２．軸間誤差推定方法
軸間誤差の推定には，機体軸とセンサ軸の軸間誤差による座標変換行列を用いる．このときセンサ座標軸で計測される速度の X 成分，Y 成分，Z 成分をそれぞれ𝑉Sx ，𝑉Sy ，𝑉Sz ，機体固定軸での速度を𝑉Bx ，𝑉By ，𝑉Bz とする．
またトリム状態における速度ベクトルは安定軸に一致しているため，トリム状態における機体
固定軸での速度は，安定軸における速度を座標変換することで(1)式と求まる．
𝑉𝐵𝑥
𝑉𝑐0 cos𝛼00[𝑉𝐵𝑦 ] ＝ []𝑉𝑐0 sin𝛼0𝑉𝐵𝑧(1)

よってセンサ座標軸から機体固定軸へ変換する式は，軸間誤差𝛥𝜙，𝛥𝜃，𝛥𝜓を用いた回転行列に代入することで機体固定軸での速度とセンサ座標軸での速度の関係(2)式が得られる．
𝑐𝛥𝜃𝑐𝛥𝜓
𝑐𝛥𝜃𝑠𝛥𝜓
－𝑠𝛥𝜃 𝑉𝑆𝑥
𝑉𝑐0 𝑐𝛼0[ 0 ] ＝ [ 𝑠𝛥𝜙𝑠𝛥𝜃𝑐𝛥𝜓－𝑐𝛥𝜙𝑠𝛥𝜓 𝑠𝛥𝜙𝑠𝛥𝜃𝑠𝛥𝜓 + 𝑐𝛥𝜙𝑐𝛥𝜓 𝑠𝛥𝜙𝑐𝛥𝜃] [𝑉𝑆𝑦 ]𝑉𝑐0 𝑠𝛼0𝑐𝛥𝜙𝑠𝛥𝜃𝑐𝛥𝜓 + 𝑠𝛥𝜙𝑠𝛥𝜓 𝑐𝛥𝜙𝑠𝛥𝜃𝑠𝛥𝜓－𝑠𝛥𝜙𝑐𝛥𝜓 𝑐𝛥𝜙𝑐𝛥𝜃 𝑉𝑆𝑧(2)

ここで sin を s，cos を c と表記することとする．
ここで，軸間誤差を用いた座標変換行列を(3)式と置くと𝛥𝜃，𝛥𝜓，𝛥𝜙は(4)式，(5)式，(6)式のように表すことができる．

－𝑠𝛥𝜃

𝑐𝛥𝜃𝑐𝛥𝜓

𝑐𝛥𝜃𝑠𝛥𝜓

[ 𝑠𝛥𝜙𝑠𝛥𝜃𝑐𝛥𝜓－𝑐𝛥𝜙𝑠𝛥𝜓

𝑠𝛥𝜙𝑠𝛥𝜃𝑠𝛥𝜓 + 𝑐𝛥𝜙𝑐𝛥𝜓

𝑐𝛥𝜙𝑠𝛥𝜃𝑐𝛥𝜓 + 𝑠𝛥𝜙𝑠𝛥𝜓

𝑐𝛥𝜙𝑠𝛥𝜃𝑠𝛥𝜓－𝑠𝛥𝜙𝑐𝛥𝜓

∆𝜙 = 𝑠𝑖𝑛−1 (𝑚31𝑚12
√1 − 𝑚13 2

𝑚11
𝑚
]
＝
[
21
𝑠𝛥𝜙𝑐𝛥𝜃
𝑚31
𝑐𝛥𝜙𝑐𝛥𝜃

− 𝑚32 √1 −

𝑚12
𝑚22
𝑚32

𝑚12 2
)
1 − 𝑚13 2

𝑚13
𝑚23 ]
𝑚33

(3)

(4)

𝛥𝜃＝𝑠𝑖𝑛−1 (−𝑚13 )

(5)

𝑚23
𝛥𝜓＝𝑠𝑖𝑛−1 ()√1 − 𝑚13 2(6)(3)式における座標変換行列の成分の推定には，(2)式から導かれる(7)式，(8)式を最小二乗法に用いることによって求める．
𝑉𝑐0 𝑐𝛼0 = 𝑐𝛥𝜃𝑐𝛥𝜓𝑉𝑆𝑥 + 𝑐𝛥𝜃𝑠𝛥𝜓𝑉𝑆𝑦 －𝑠𝛥𝜃𝑉𝑆𝑧
𝑉𝑐0 𝑠𝛼0 = (𝑐𝛥𝜙𝑠𝛥𝜃𝑐𝛥𝜓 + 𝑠𝛥𝜙𝑠𝛥𝜓)𝑉𝑆𝑥 + (𝑐𝛥𝜙𝑠𝛥𝜃𝑠𝛥𝜓－𝑠𝛥𝜙𝑐𝛥𝜓)𝑉𝑆𝑦+ 𝑐𝛥𝜙𝑐𝛥𝜃𝑉𝑆𝑧
この時，最小二乗法の評価関数はそれぞれ(9)式，(10)式として表される．

79

(7)
(8)

𝑛
2

(9)

2

(10)

𝐽 = ∑(𝑉𝑐0𝑐𝛼0𝑖 − 𝑚11 𝑉𝑆𝑥𝑖 − 𝑚12 𝑉𝑆𝑦𝑖 − 𝑚13 𝑉𝑆𝑧𝑖 )𝑖=1𝑛

𝐽 = ∑(𝑉𝑐0 𝑠𝛼0𝑖 − 𝑚20 𝑉𝑆𝑥𝑖 − 𝑚21 𝑉𝑆𝑦𝑖 − 𝑚22 𝑉𝑆𝑧𝑖 )𝑖=1

以上より，最小二乗法を用いて，𝑚12 ，𝑚13 ，𝑚31 ，𝑚32を求めることで，軸間誤差の推定を行う．
３．シミュレーション
３－１．シミュレーション方法
軸間誤差を推定するには，トリム状態で飛行している固定翼 UAV のデータが必要であるため，
シミュレーション上では機体の重心を Y 軸方向にずらすことによってピッチトリムが狂った状態を再現し，補正舵面角度量を 0.1[deg. ]単位で送信することで試行錯誤的にトリム調整を行う．補正舵面角度量決定後に姿勢角，速度，高度が一定となることを確認し，これをトリム状態とする．
このときの機体軸速度，任意の値に設定した軸間誤差分だけずれた状態のセンサ軸速度，迎角の情報を解析式に入力することで軸間誤差を推定する．
３－２．結果と考察
トリム調整結果を図 3 に示す．
0
Vsy [deg.]Vsx[deg.]

30
20

10
0
0

10

20

30
時間[s]

40

50

-4
-8
-12

60

0

図 3-(a) センサ X 軸方向速度
ピッチ角 [deg.]

6
4
2

40

50

60

50

60

50

60

1
0
-1
-2

0

10

20

30
時間[s]

40

50

0

60

10

図 3-(c) センサ Z 軸方向速度2030
時間 [s]

40

図 3-(d) ピッチ角
2

ヨー角 [deg.]

2ロール角[deg.]

30
時間[s]

2

8

0

1

0
-1

-2
0

10

20

30
時間[s]

40

50

100
98

96
20

30
時間 [s]

40

10

20

30
時間[s]

図 3-(f) ヨー角

102

10

0
-1
0

104

0

1

-2

60

図 3-(e) ロール角
高度[m]

20

図 3-(b) センサ Y 軸方向速度10Vsz [deg.]

10

50

60

図 3-(g) 高度80

40今回設定した軸間誤差の値と推定した軸間誤差の結果を表 1 に示す．
表 1 軸間誤差推定結果
軸間誤差

設定値[deg. ]推定結果[deg. ]𝛥𝜙1040.323

𝛥𝜃

20

－

𝛥𝜓

30

－

シミュレーションの結果，設定した軸間誤差を今回導出の解析式を用いて推定することができなかった．座標変換行列の成分の計算結果では，設定した軸間誤差の値で計算を行うと(11)式の結果になるが，今回のシミュレーションの計算によって得られた値は(12)式となった．
𝑚11 𝑚12 𝑚13
0.8314 0.4698 −0.3420𝑚[ 21 𝑚22 𝑚23 ] ＝ [ −−− ]𝑚31 𝑚32 𝑚33
0.3785 0.0180 0.9254
𝑚00 𝑚01 𝑚02
1.6208 −1.1454 −06471[𝑚10 𝑚11 𝑚12 ] ＝ [ −−− ]𝑚20 𝑚21 𝑚22
0.3535 0.0679
0.9494(11)(12)

以上のように最小二乗法を用いて推定した座標変換行列の成分の値が設定値とは大きく異なる結果となった．その原因は，推定された座標変換行列の成分を計算する解析式の導出に用いた(9)式，(10)式から導かれる三元一次連立方程式の係数の行列式が 0 になることである．
４．結論
センサ軸と機体軸間に存在する軸間誤差を推定する手法を提案したが，今回提案した手法では軸間誤差を推定することはできなかった．
今後は，今回の解析式とは別の手法を用いて座標変換行列の推定を行い，軸間誤差の推定方法を検討する必要がある．また，その手法を確立し実機でのトリム調整を行い，軸間誤差の推定を行う．
５．参考文献1) 加藤寛一郎・大屋昭男・柄沢研治, 航空機力学入門, 東京大学出版会，1982
2) 片柳亮二，航空機の飛行制御の実際，森北出版，2011.

81

固定翼無人航空機の最短時間・最短距離離陸上昇経路生成技術の研究

上羽 正純（航空宇宙システム工学ユニット 教授）○渡邊 克巳（航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）

１．研究背景と目的
現在エアバス社などで離着陸時における自動制御の研究が報告されている(1)．しかし，これらの研究は対象が有人航空機であるため，乗客の安全確保が大前提である．一方で，現在多くの分野で活用されている固定翼無人航空
機やドローンは小型なものが一般的なため，電力・燃料に余裕がない．そのため目標達成のための時間や距離など
図 1 離陸プロファイル

における最適性が重視される．しかし，固定翼無人航空機の離陸から着陸までを一貫して自動制御を行ったとい

う研究はあるが，これらは航続距離や着陸に着目して行われたものがほとんどで離陸に着目して行われたものは少ない．固定翼無人機の全自動着陸システムについての研究(2)でも離陸から着陸までを一貫して自動制御しているが，離陸における時間や距離などにおける最適性は考えられていない．
そのため，本研究では固定翼無人航空機の離陸における最適性に着目する．今回用いた離陸の流れを図 1 に示す．本研究では図 1 における離陸上昇区間，つまり浮上から指定高度・速度に到達するまでの区間における時間及び距離を最短とした離陸上昇経路の生成方法を明らかにすることを目的とする．
２．提案する手法
時間及び距離を最短とした離陸上昇経路を 2 つの手法を用いて求める．手法 1 として離陸上昇
で大部分を占めている定常上昇中のある地点での機体の最大上昇率を解くことで，最短時間・最短距離離陸上昇経路を求め，実証実験を行う．手法 2 としては離陸から指定高度・速度に到達し，水平定常飛行に至るまでの離陸上昇経路を動的最適化問題として解く．また，実証実験を行い，手法 2 での離陸上昇経路が手法 1 のそれを包含しているか確認し，どちらがより離陸上昇経路の生成方法として適しているのか評価する．
本研究では手法 2 での離陸上昇経路を求める．また，航空機の運動を揚力及び迎え角を考慮した質点の運動として考える．さらにモデル機体として市販の電動ラジコン機である京商 カルマ
ートα40 を使用する．
制約条件付き離陸上昇経路の動的最適化問題において以下のような評価関数が最小となる離陸
上昇経路を求める．

82

(1)

L = 10 × t f + xtf

これを繰り返し計算により試行錯誤的に算出する．そのための数理計画法として逐次二次計画法を使用し，最短時間・最短距離離陸上昇経路を求める．得られた最適解が実際の機体で再現可能かどうかの判断には表 1 の基準を用

表 1 モデル機体における実現可能条件

いる．これらの基準は本研究室で行っ絶対速度[ｍ/s]

7.85 < V

絶対加速度[m/s2]−2 < V̇ < 3

迎角[deg.]α < 18ピッチ角の角加速度[deg./s]−40 < 𝜃̇ < 38

た過去の飛行試験データを基に決定した．また，最適解における離陸上昇中の機体の挙動の確認のために
MATLAB/Simulink による 6 自由度シミ

ュレータを用いて数値シミュレーションを実施する．
３．動的最適化計算の条件
本研究での動的最適化計算では以下の表 2，表 3 のように初期値,制約条件を与え，図 2～4 のような初期解を用いて計算を行う．また，垂直方向加速度を終端時間の 90 %に達するまで正に制限した．これらの計算条件は試行錯誤的に決定した．
表 2 初期値
初期終端時間[s]27.5

分割数[-]

500

表 3 制約条件
ピッチ角[deg.]|𝜃| < 30

迎角[deg.]|𝛼| < 30
図 2 初期解における軌跡Vwu

図 3 初期解における速度

図 4 初期解における迎角

83

４．動的最適化計算の計算結果
今まで得られていた最適解では，迎角やピッチ角，速度が振動しており表 1 でのモデル

Vw

機体における実現可能条件を満たしていなかった．しかし，今回得られた最適解は迎角やu

ピッチ角，速度の振動を抑制でき，表 1 におけるモデル機体における実現可能条件を満たしており，モデル機体で実現が可能であると判断した．計算結果は図 6～9 に示す．

図 5 今までの最適解における速度の時間履歴

V

u

w

図 6 計算結果における軌跡の時間履歴

図 7 計算結果における速度の時間履歴

図 8 計算結果における迎角の時間履歴

図 9 計算結果におけるピッチ角の時間履歴

５. 6 自由度シミュレーション
シミュレーションで上記の最適解を再現したときの機体の軌跡を図 9 に示す．

最適解

シミュレーション

図 9 6 自由度シミュレーションにおける軌跡84

シミュレーション結果より，機体で最適解における離陸上昇経路を再現したとき離陸上昇開始から約 12 秒後に墜落した．次に，シミュレーションにおけるモデル機体の推力を 10 N から
13.35 N に変更して再度シミュレーションを行ったところ最適解を再現することができた．この結果からシミュレーションにおいて最適化計算で考慮した抗力よりも大きな抗力が発生しているため墜落したと考えられる．そこで，シミュレーションで用いた機体諸元，空力微係数を確認したところ，実際に最適化計算との値が違うことが判明し，これにより推力が 10 N の時に墜落してしまったと考える．
表 4 数値の差異の例
最適化計算
6 自由度シミュレーション
5.47205.0124
揚力傾斜[1/rad]
６. まとめ本研究では離陸フェーズ全般にかかる時間と距離を最小とする離陸上昇経路を数値解析により明らかにし，シミュレーションを用いて得られた最適解の確認を行った．
実際の機体で実現可能な最適解を求めることができたが，シミュレーションで使用する値の間違いから，シミュレーションを完了させることができなかった．
今後はシミュレーションの値を修正し，最適解を再現したときの機体の挙動をシミュレーショ
ンを用いて確認を行う．
参考文献(1) エアバス プレスリリース 2020/01/16 公開
https://www.airbus.com/newsroom/press-releases/en/2020/01/airbus-demonstrates-firstfully-automatic-visionbased-takeoff.html#media-list-document-document-all_ml_0-1(2) 飯郷隆一・田辺誠治. 固定翼無人機の全自動着陸システムと長距離飛行.第 50 回自動制御連合
講演会.2007/11/24/25.横浜

85

3 分の１オオワシ 2 号機完全自律飛行制御系向け経路追従制御性能向上に向けての検討

上羽 正純（航空宇宙システム工学ユニット 教授）○島田 奨（航空宇宙総合工学コース

修士 2 年）

１．はじめに近年，スペースプレーンや超音速旅客機など，高高度を高速で飛行させる飛翔体に関する研究が推進されており，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センターでも，これらの基盤技術の研究ならびにそのテストベッドとして小型無人超音速実験機オオワシ 2 号機の開発が進められている(1)．その基盤技術の一つが，離陸から着陸までの完全自律飛行に関する誘導制御技術であり，1/3 スケールオオワシ 2 号機による実証が予定されている．
昨年度までの研究で，離陸から着陸までの完全自律飛行制御系の設計を行ってきた(2)が，旋回
経路追従性能が満足でないこと，ウェイポイントでの制御系切り替えにおいて，切り替え後の飛行経路追従性能が低下するなどの問題があった．本研究ではこれらの問題を解決することを目指して，旋回中心と機体位置の距離を考慮した旋回制御系ならびに，切り替え後の経路に影響を及ぼさない制御系切り替え条件を設計した．また，外乱環境での性能を評価していないことから，
定常風，連続突風環境を模したコンピュータシミュレーションにより性能を評価した結果を報告
する．
２．制御系の改良
２－１．高精度化に向けたロール角コマンド生成
航空機の定常旋回半径𝑅𝑙𝑡は，そのロール角と機体の速度の関係を表す式(2.1)によって曲率であらわす．これをフィードバックする制御を定常旋回制御とする．
1
g tan 𝜙𝑛𝑜𝑤
=
2
𝑅𝑙𝑡
𝑉𝐺𝑆

(2.1)

図 1 定常旋回制御ブロック線図
この定常旋回半径を一定に保つ制御系だけでは，経路追従性能は満足できない．これは同制御系では，旋回開始位置に偏差がある場合や，外乱等で経路に偏差が生じた場合に，機体位置と旋回経路の誤差を観測していないため，修正できないという問題が生じている．
２－２．ロール角付加コマンドを用いた制御系
２－１.での問題を解決するために，単純に機体位置から求めた半径をフィードバック制御に適86用するだけでは，正確に旋回できない．航空機は機体をバンクつまりロール角方向に傾けて旋回を行う．そのため，基準となる飛行経路との位置関係によっては正確にロール角コマンドを生成できない．よって本研究では，機体位置から求まる旋回半径と機体の目標経路に対する内側，外側にいるかを考慮したコマンド𝜙𝑎𝑑𝑑𝑐をロール角に付加することを提案する．この制御系のブロック線図を図 2 に示す．

図 2 旋回経路追従制御ブロック線図
２－３．制御系応答性を考慮した切り替え判定
完全自律飛行制御系では各飛行モードを切り替えるためにウェイポイントを設定している．このウェイポイントでの切り替えの判定条件によっても経路追従精度が低下することがわかっている．WP を通過する時に旋回中のロール角が初期偏差として残っており，この影響を水平定常飛行
制御が即座に吸収できていないことが原因である．
そこで，直線経路追従性能の応答性を考慮した切り替え判定を設定する．直線経路追従性能の応答性として，立ち上がり時間を基準とする．立ち上がり時間は，制御系のステップ応答の 10 %～90 %までに立ち上がる時間をいう．直線経路追従制御のステップ応答から，立ち上がり時間は0.5[s]とした．
この立ち上がり時間を用いた判定基準として，WP を中心とした円を基準とした判定を行う．この円の半径を式(2.2)のように，飛行速度と立ち上がり時間 t を用い決定した．
𝑅𝑤 = 𝑉 ∗ t(2.2)

本研究の制御対象である 1/3 オオワシ 2 号機の定常飛行での飛行速度は 54 m/s であるため，切り替え判定の半径を 27 m と設計した．
３．外乱
３－１．風外乱の種類
風外乱は定常風と突風に分類できる．突風には連続突風と孤立突風がある．連続突風とは，乱気流に代表される連続した風の乱れであり，孤立突風とは，山岳波に代表される瞬間的な外乱である．
本研究では飛行経路に対する外乱として，滑走路横からの定常風と連続突風についてシミュレーションに適用する．

87

３－２．外乱のモデル化
定常風は，一定方向から吹く一定風速の風である．しかしながら実際の実験環境では，常に一定の風が吹くわけではない．よって σ を標準偏差とし，平均風速𝑈𝑤を平均とした正規分布𝑛(𝑡)を用いた風外乱を適用した．また，連続風外乱のモデルは，様々なものが提案されている．風外乱のモデルの一つとして，MIL-F8785C があり，今回はこのモデルのうち，低高度モデルについてシ
ミュレーションに適用した．
４．シミュレーション
４－１．シミュレーションのための想定経路と制御設計
本研究では，離陸から着陸までの飛行シミュレーションにおいて，新に設計した制御系とウェ
イポイント通過判定を設定する．シミュレーションの想定飛行経路を図 3 に，設計した制御系のゲインを表 1 に示す．なお，離陸や水平定常飛行などの制御系については，文献(3)の値を使用した．

図 3 想定飛行経路
表 1 旋回制御系の設計値
制御則

比例ゲイン

積分ゲイン

微分ゲイン

定常旋回制御

750

2

0.1

経路追従旋回制御

500

2

0

４－２．シミュレーション結果
平均風速 3[m/s]，標準偏差 0.1 の定常風外乱を入力したシミュレーション飛行経路履歴を図 4 に示し，平均風速 3[m/s]の連続風外乱を入力したものを図 5 に示す．

88

想定飛行経路

想定飛行経路

シミュレーション飛行経路

シミュレーション飛行経路

図 4 定常風での飛行経路

図 5 連続突風での飛行経路

定常風環境では，WP 近傍を通過し，飛行経路からの偏差も抑えられていることを確認できる．
一方，連続突風環境では，直線飛行経路などで最大 72 m の偏差が発生しており，経路追従性能も
劣化した．
５．まとめ
1/3 オオワシ 2 号機の完全自立飛行制御系の飛行経路追従性能の向上のために，旋回中心と機体位置の距離を考慮した旋回制御系ならびに，切り替え後の経路に影響を及ぼさない制御系切り替え条件を設計した．コンピュータシミュレーションの結果，旋回制御系の改良は良好な性能を示した．また，ウェイポイントでの制御系切り替え判定も，定常風環境では問題なく動作する．しかしながら，連続突風など複雑な風外乱では直線経路の追従性が大きく劣化することで，旋回経路追従制御性能も大きく劣化した．今後は連続突風のような複雑な外乱環境でも正確に経路を追従できるような制御系を設計し，実機による完全自律飛行制御の実証を目指す．
参考文献(1)“プロジェクト研究”，室蘭工業大学 航空宇宙機システム研究センター (Aerospace Plane
Research Center, APReC)，http://www.muroran-it.ac.jp/aprec/project/project.html，（参照日 2020 年 1 月
31 日）(2) 島田，上羽，“小型無人超音速機 1/3 スケール機の離陸から着陸までの自律飛行に関する性能評価”，第 58 回飛行機シンポジウム，2016-10-25(3) 島田，上羽，“3 分の１オオワシ 2 号機用誘導制御系の性能評価シミュレーション”，2019 年
度年次報告書，p90～93

89

高速無人航空機向け着陸制御技術の検討

上羽 正純（航空宇宙システム工学ユニット 教授）○俵川 智史（航空宇宙総合工学コース 博士前期 1 年）

１．はじめに室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センターでは，小型無人超音速機の開発が進められている．その構成要素の一つとして，離陸から着陸までを自律して行う誘導制御技術が開発されている．超音速機の着陸においては，長い着陸距離，速い着陸速度が予想される．そこで本研究は，接地時の降下率を従来技術並みに維持しつつ着陸距離を短縮する技術を検討する．着陸中の飛行距離の大半はグライドスロープで占められている．着陸開始高度が同一の場合，グライドスロー
プ角が大きい方がグライドスロープに要する飛行距離が短い．グライドスロープ角は一般的には，
有人機ではコックピットからの視界確保の観点から 2.5 度～3 度<1>，大きい場合で 7 度となっている．しかしながら，無人航空機ではその制約がないためグライドスロープ角を大きくとることができる．グライドスロープ角が大きい場合，機体の速度方向に加わる重力加速度が増大しグ
ライドスロープ終了時の速度が増す．これにより接地時降下率やフレアに必要な飛行距離が増大する．本研究ではこの問題を解決しつつグライドスロープ角を大きくとることで着陸距離短縮を目指す．今年度は迎え角とグライドスロープ角，フレア時定数の関係を明らかにし，それらの設計法を提案，数値シミュレーションにより検証した結果を報告する．
２．グライドスロープ角及びフレア時定数の設計法
着陸は図 1 に示す経路を通って行われる．以降，グライドスロープ制御(図 2)とフレア制御(図 3)に着目する．
グライドスロープに必要な水平距離𝐿G はグライドスロープ角𝜃G とグライド
スロープ開始高度ℎG ，フレア開始高度ℎf を用いて(1)式<2>で表される．
𝐿G = (ℎG − ℎf )⁄tan 𝜃G(1)
図1

よって，𝜃G を大きくとることで着陸距離を短Landing profile.

縮できる．しかし，𝜃G を大きくとると，重力による加速((2)式)，グライドスロープ中の降下率が大きくなる((3)式)．

図 2 Glide slope control system.

𝐹 = 𝑇 + 𝑚𝑔𝑠𝑖𝑛𝜃G − 𝐷(2)ℎ̇ = 𝑉𝑠𝑖𝑛𝜃G(3)

つまり𝜃G を大きくとると，接地時降下率，フ

図3

レアに必要な飛行距離が増大する．フレア制御中に素早く降下率を吸収するため，フレア時定
90

Flare control system.

数τを小さくとり，フレア制御系を高帯域化し瞬時に迎え角を増大させる．
以上よりグライドスロープ角を大きく，フレア時定数を小さくすることが着陸距離短縮に必要であることが示された．次は機体の運動を質点として考えることで，それらの限界を失速角との関係から検討する．グライドスロープ中
は加速しないことが要求されるため，速度方向の力のつり合いを図 4 として近似することでグライドスロープ角と失速迎え角の関係
は(6)式となる．ただし，以降，揚力と抗力を(4)，(5)式で近似する．

𝐿 = 𝐾L 𝛼(4)

𝐷 = 𝐾D 𝛼 2 + 𝐷0

(5)2
𝐾D 𝛼stall+ 𝐷0 − 𝑇 cos 𝛼stall
𝑚𝑔

(6)

−1

𝜃G < sin

図 4 Forces acting on UAV during glideslope phase

フレア制御は機首上げによって経路角を水平にする制御であり，速度方向に垂直な力のつり合いを図 5 として近似することでフレア時定数と失速迎え角の関係が(6)式となる．
𝛼stall =𝑚𝑔 cos 𝜃G
𝑉 tan 𝜃G(+ 1)
𝐾L + 𝑇𝑔𝜏min cos 𝜃G(7)以上の検討に基づき，各フェーズでの迎え角を指定する

図5

Forces acting on UAV during

ことでグライドスロープ角とフレア時定数を設計する．

flare phase.

３．設計及びシミュレーション
目標性能を接地時降下率 1 m/s 以下，着陸距離時の飛行距離 400 m 以下として，1/3 オオワシ向けに設計し MATLAB，Simulink にてシミュレーションを行った．グライドスロープとフレアでの迎え角を 10 deg. とし，グライドスロープ角は 12 deg. フレア時定数は 1.5 s とした．設計した値を用いた着陸制御シミュレーションの結果を図 6 に示す．着陸距離が 1,106 m から 308 m に削減され，接地時の降下率は 1 m/s 以下をとり，目標性能を満たしている．

91

図 6 Simulation results.
５．まとめ
グライドスロープ角，フレア時定数の定量的設計法を検討し，それによる着陸距離短縮をシミュレーションにて確認した．今後，飛行実験を行い本設計法の妥当性を検証する．
６．参考文献1) 岡田実，航空電子装置，日刊工業新聞社，1972.
2) 片柳亮二，航空機の飛行制御の実際，森北出版, 2011.
3) 山名正夫・中口博，飛行機設計論，養堅堂，1974
5) 横田滋弘，小型無人超音速機の完全自律着陸に向けた制御系構成法の研究，
室蘭工業大学大学院修士学位論文，2016
6) 植村拓也，無人航空機向け高性能着陸及び設定経路追従飛行制御技術の研究，
室蘭工業大学大学院修士学位論文，2020

92

発表論文
2021 度
査読付き学術誌[1] Susumu HASEGAWA, Masaaki FUKUI, Yoshimasa NISHIMURA, and Kazuhide MIZOBATA,“Flow Analysis around Spaceplane for Airframe Engine Integration by CFD,” Transaction of JSASS,
Aerospace Technology Japan, 2021, Volume 19, Issue 4, Pages 577-583, DOI
https://doi.org/10.2322/tastj.19.577[2] G. Coral, K. Kinefuchi, D. Nakata, R. Tsukizaki, K. Nishiyama, H. Kuninaka,Design and testing ofadditively manufactured high-efficiency resistojet on hydrogen propellant, Acta Astronautica (2021),
doi: https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2020.12.047. Volume 181, April 2021, Pages 14-27[3] Daisuke Nakata, Kiyoshi Kinefuchi, Hitoshi Sakai and Suyalatu, “Thermal Design and Experimental
Verification of a 3D-Printed Resistojet,” Journal of Propulsion and Power, 6 Sep 2021,
https://doi.org/10.2514/1.B38187
Journal of Propulsion and Power 2022 Vol.38 No.1, pp. 148–156[4] Koichi Inoue, Haruhiko Ohta, Hitoshi Asano, Osamu Kawanami, Ryoji Imai, Koichi Suzuki, Yasuhisa
Shinmoto, Takashi Kurimoto, Satoshi Matsumoto, Heat Loss Analysis of Flow Boiling Experiments
Onboard International Space Station with Unclear Thermal Environmental Conditions (2nd Report:
Liquid-vapor Two-phase Flow Conditions at Test Section Inlet), Microgravity Science and Technology,
2021, https://doi.org/10.1007/s12217-021-09902-7.
[5] Masazumi UEBA,Tomohiro KAMATA Sakurako NAKAJIMA, and Yosuke MAEDA, Verification of
Fully Autonomous Flight from Takeoff to Landing of a Low-Speed
Model Airplane with Application to a Small Unmanned Supersonic Airplane, Trans. JSASS Aerospace
Tech. Japan, Vol. 19, No. 5, pp. 667-675, 2021, DOI: 10.2322/tastj.19.667[6] Kiyoshi Kinefuchi, Daisuke Nakata, Giulio Coral, Suyalatu, Hitoshi Sakai, Tsukizaki Ryudo andKazutaka Nishiyama, “Additive-manufactured single-piece thin malti-layer tungsten heater for anelectrothermal thruster,” Review of Scientific Instruments Vol.92, Issue 11, 9th Nov., 2021,
https://doi.org/10.1063/5.0068926[7] Yasuda K, Nakata D. and Uchiumi M., Experimental Study on Temperature Change by Cavitationaccompanying Self-pressurization of Propellant for Small Rocket Engines, ASME, J. Fluids Eng.
Vol.143(12) 121103 (2021).
[8] Naoki SOTA, Ryoji IMAI, Aoki ANADA, Taisei YAMAZAKI, Masaharu UCHIUMI,Daisuke
NAKATA, and Ryojiro MINATO, Study on Propellant Supply System for a Small-scale Supersonic
Flight Experiment Vehicle (Study on a Propellant Management Device), Int. J. Microgravity Sci. Appl.，
Vol.38, No.1, 2021, https://doi.org/10.15011/jasma.39.390103.
[9] Valentin Buyakofu, Ken Matsuoka, Koichi Matsuyama, Akira Kawasaki, Hiroaki Watanabe, Noboru
Itouyama, Keisuke Goto, Kazuki Ishihara, Tomoyuki Noda, and Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Ikkoh
Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Satoshi Arakawa,
Junichi Masuda and Kenji Maehara “Development of an S-Shaped Pulse Detonation Engine for a
Sounding Rocket,” Journal of Spacecrafts and Rockets, Accepted on Oct. 25, 2021
[10] 中村慎太郎，荒木幹也，ゴンザレスファン，山岸晃己，安田一貴，中田大将，内海政春，ハ
イブリッドロケットの音響放射特性，日本航空宇宙学会 Accepted on 27th，Jan. 2022
93

[11] Koki Hamajima, Kei Yasukawa, Masazumi Ueba, “Design and evaluation of antenna pointing control
system onboard fixed-wing UAV to realize video transmission relay station”, Accepted for
publication for the IEICE Communications Express (ComEX) on 19th Jan., 2022
[12] Kei Yasukawa, Koki Hamajima, Masazumi Ueba, “Turning path tracking control technology for
fixed-wing UAV to realize video transmission relay station”, Accepted for publication for the IEICE
Communications Express (ComEX) on 28th Feb., 2022

国際会議発表論文[1] R. Watanabe, Y. Shimizu, K. Yasuda, and D. Nakata, Numerical Estimation of Discharge Coefficientof Nitrous Oxide Flow inside an Injector for Hybrid Rocket Engine, 33rd International Symposium onSpace Technology and Science, 2022-o-1-07, 2022.
[2] A. Kawasaki, K. Matsuyama, K. Matsuoka, H. Watanabe, N. Itouyama, K. Goto, K. Ishihara, V.
Buyakofu, T. Noda, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki, D. Nakata, M. Uchiumi, H. Habu, S. Takeuchi,
S. Arakawa, J. Masuda, K. Maehara, T. Nakao, K. Yamada, In-Space Flight Demonstration Results ofa Detonation Engine System on Sounding Rocket S-520-31: System Design, 33rd International
Symposium on Space Technology and Science, Beppu, Oita, February 26th-March 2nd, 2022.
[3] H. Watanabe, K. Matsuyama, K. Matsuoka, A. Kawasaki, N. Itouyama, K. Goto, K. Ishihara, V.
Buyakofu, T. Noda, S. Ito, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki, D. Nakata, M. Uchiumi, H. Habu, S.
Takeuchi, S. Arakawa, J. Masuda, K. Maehara, T. Nakao, K. Yamada, In-Space Flight Demonstration
Results of a Detonation Engine System on Sounding Rocket S-520-31: Flight Path and Attitude, 33rd
International Symposium on Space Technology and Science, Beppu, Oita, February 26th-March 2nd,
2022.
[4] K. Goto, K. Matsuyama, K. Matsuoka, A. Kawasaki, H. Watanabe, N. Itouyama, K. Ishihara, V.
Buyakofu, T. Noda, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki, D. Nakata, M. Uchiumi, H. Habu, S. Takeuchi,
S. Arakawa, J. Masuda, K. Maehara, T. Nakao, K. Yamada, In-Space Flight Demonstration Results ofa Detonation Engine System on Sounding Rocket S-520-31: Rotating Detonation Engine, 33rd
International Symposium on Space Technology and Science, Beppu, Oita, February 26th-March 2nd,2022.
[5] V. Buyakofu, K. Matsuoka, K. Matsuyama, K. Goto, A. Kawasaki, H. Watanabe, N. Itouyama, K.
Ishihara, T. Noda, J. Kasahara, A Matsuo, I. Funaki, D. Nakata, M. Uchiumi, H. Habu, S. Takeuchi, S.
Arakawa, J. Masuda, K. Maehara, Y. Kazuhiko, T. Nakao, In-Space Flight Demonstration Results of a
Detonation Engine System on Sounding Rocket S-520-31: Pulse Detonation Engine, 33rd
International Symposium on Space Technology and Science, Beppu, Oita, February 26th-March 2nd,
2022.
[6] A. Kawasaki, K. Matsuyama, K. Matsuoka, H. Watanabe, N. Itouyama, K. Goto, K. Ishihara, V.
Buyakofu., T. Noda, J. Kasahara, A. Matsuo, F. Funaki, D. Nakata, M. Uchiumi, H. Habu, S.
Takeuchi, S. Arakawa, J. Masuda, K. Maehara, T. Nakao, K. Yamada, Flight Demonstration of
Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: System Design, AIAA SciTech 2022,
AIAA-2022-0229, San Diego, CA & Online, January 3-7, 2022.
[7] N. Itouyama, K. Matsuyama, K. Matsuoka, A. Kawasaki, H. Watanabe, K. Goto, K. Ishihara, V.
Buyakofu, T. Noda, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki, D. Nakata, M. Uchiumi, H. Habu, S. Takeuchi,
S. Arakawa, J. Masuda, K. Maehara, T. Nakao, K. Yamada, Flight Demonstration of Detonation
Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: History from Development to Flight, AIAA

94

SciTech 2022, AIAA-2022-0230, San Diego, CA & Online, January 3-7, 2022.
[8] H. Watanabe, K. Matsuyama, K. Matsuoka, A. Kawasaki, N. Itouyama, K. Goto, K. Ishihara, V.
Buyakofu, T. Noda, S. Ito, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki, D. Nakata, M. Uchiumi, H. Habu, S.
Takeuchi, S. Arakawa, J. Masuda, K. Maehara, T. Nakao, K. Yamada, Flight Demonstration of
Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: Flight Path and Attitude, AIAA
SciTech 2022, AIAA-2022-0231, San Diego, CA & Online, January 3-7, 2022.
[9] K. Goto, K. Matsuoka, K. Matsuyama, A. Kawasaki, H. Watanabe, N. Itouyama, K. Ishihara, V.
Buyakofu, T. Noda, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki, D. Nakata, M. Uchiumi, H. Habu, S. Takeuchi,
S. Arakawa, J. Masuda, K. Maehara, T. Nakao, K. Yamada, Flight Demonstration of Detonation
Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: Performance of Rotating Detonation Engine, AIAA
SciTech 2022, AIAA-2022-0232, San Diego, CA & Online, January 3-7, 2022.
[10] V. Buyakofu, K. Matsuoka, K. Matsuyama, K. Goto, A. Kawasaki, H. Watanabe, N. Itouyama, K.
Ishihara, T. Noda, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki, D. Nakata, M. Uchiumi, H. Habu, S. Takeuchi, S.
Arakawa, J. Masuda, K. Maehara, T. Nakao, K. Yamada, Flight Demonstration of Detonation Engine
System Using Sounding Rocket S-520-31: Performance of Pulse Detonation Engine, AIAA
Scitech2022, AIAA-2022-0233, San Diego, CA & Online, January 3-7,2022.
[11] Kazuki Yasuda, Tatsuhiko Shiina, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Experimental Study on Fillingand Discharging Characteristics of Nitrous Oxide to Spacecraft Tanks, 33rd International Symposiumon Space Technology and Science, Beppu, Oita, February 26th-March 2nd, 2022. [2022-o-1-18][12] Shintaro Nakamura, Mikiya Araki, Juan C. González Palencia, Koki Yamagishi, Kazuki Yasuda,
Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Experimental Investigation of Hybrid Rocket Acoustics, 33rd
International Symposium on Space Technology and Science, Beppu, Oita, February 26th-March 2nd,2022. [2022-a-39s][13] Ayano Yoshida, Ryo Ikemoto, Kazuki Shibutani, Kentaro Kaji, Hirokazu Tahara, Ai Momozawa,
Daisuke Nakata, Tomoyuki Ikeda, Yoshiyuki Takao, Takashi Wakizono, Masaya Toyama,
Performance Characteristics of High-Thrust High-specific-Impulse Steady-State
Magneto-Plasma-Dynamic Thrusters for Transportation in the Solar System -Use of Carbon Dioxide,
Methane, Ammonia, Hydrogen, Helium, Air and Water/Ice etc. in the Planets and Satellites to
Propellants, 33rd International Symposium on Space Technology and Science, Beppu, Oita, February
26th-March 2nd, 2022. [2022-b-22][14] Kentaro Kaji, Kazuki Shibutani, Ryo Ikemoto, Ayano Yoshida, Hirokazu Tahara, Ai Momozawa,
Daisuke Nakata, Tomoyuki Ikeda, Yoshiyuki Takao, Yuichiro Nogawa, Takashi Wakizono, Masaya
Toyama, Performance Characteristics of DC Arcjet Thrusters -Use of Carbon Dioxide, Methane,
Ammonia, Hydrogen, Helium, Air and Water/Ice etc. in Planets and Satellites in the Solar System to
Propellants- 33rd International Symposium on Space Technology and Science, Beppu, Oita, February
26th-March 2nd, 2022. [2022-b-21][15] Daisuke Nakata, Kazuki Yasuda, Akihiro Watanabe, Ang YiYong, Koki Yamagishi, Tatsuhiko Shiina,
Takuya Tada, Iori Obara, Yuma Hashimoto, Hikaru Eguchi, Masaharu Uchiumi, Rocket Sled System
Design for Various Missions, 33rd International Symposium on Space Technology and Science,
Beppu, Oita, February 26th-March 2nd, 2022, [2022-o-1-05][16] Shuuta Haraguchi, Shun Sasaki, Atsuya Honda, Akihiro Nishida, Ryuto Kawanabe, Haruka Nikado,
Kazuhide Mizobata, “Flowfield Visualization and Mechanism of Dynamic Derivatives of a
Small-scale Supersonic Flight Experiment Vehicle Being Developed at Muroran Institute ofTechnology,” 33rd International Symposium on Space Technology and Science, online, February95

26th-March 2nd, 2022, [2022-g-03].
[17] Tomohiro SHIGEKIYO, Nana HASEGAWA, Katsuya MIYAMOTO, and Kazuhide MIZOBATA,“Drag Reduction of the Small-scale Supersonic Flight Experiment Vehicle Being Developed at
Muroran Institute of Technology (Third Report),” 33rd International Symposium on SpaceTechnology and Science, online, February 26th-March 2nd, 2022, [2022-g-04].

国内学会発表論文[1] 今井良二，湊亮二郎，中田大将，内海政春，曽田直希，穴田蒼輝，小型超音速飛行実験機向け推薬供給システムに関する研究，混相流シンポジウム 2021，20200822-24，WEB 開催[2] 赤木喜久，井上浩一，大田治彦，新本康久，浅野等，河南治，鈴木康一，今井良二，松本聡，
国際宇宙ステーションで実施した強制流動沸騰実験における熱損失評価と熱伝達解析，混相
流シンポジウム 2021，20200822-24，WEB 開催[3] 積層造形法によって作製された高融点金属の高温機械的性質とその応用開発 *蘇 亜拉図 1，
酒井 仁史 1，樋口 官男 1，杵淵 紀世志 2，中田 大将 3 (1. NTT データザムテクノロジーズ，
2. 名古屋大学，3. 室蘭工業大学[4] 濱田慶一郎，今井良二，中田大将，湊亮次郎，内海政春，小型超音速飛行実験機における酸化剤タンク内模擬推薬熱流動挙動に関する研究，日本マイクログラビティ応用学会 第 33 回
学術講演会 (JASMAC-33)，20211013-15，WEB 開催[5] 今井良二，鈴木 康一，浅野 等，河南 治，井上 浩一，新本 康久，松本 聡，大田治彦，国際宇宙ステーション沸騰・二相流実験向け凝縮器の熱流動特性評価，日本マイクログラビテ
ィ応用学会 第 33 回学術講演会 (JASMAC-33)，20211013-15，WEB 開催[6] 曽田直希，穴田蒼輝，山崎大勢，今井良二，中田大将，湊亮二郎，内海政春，小型超音速飛行実験機向け推薬供給システムに関する研究(液体捕捉機構に関する検討)，日本マイクログラ
ビティ応用学会 第 33 回学術講演会 (JASMAC-33)，20211013-15，WEB 開催[7] 浅野 等，河南 治，井上 浩一，鈴木 康一，今井 良二，新本 康久，松本 聡，大田 治彦，
国際宇宙ステーション沸騰・二相流実験で得られた観察部での気液界面構造の評価，日本マ
イクログラビティ応用学会 第 33 回学術講演会 (JASMAC-33)，20211013-15，WEB 開催[8] 河南 治，浅野 等，井上 浩一，鈴木 康一，今井 良二，新本 康久，松本 聡，大田 治彦，
国際宇宙ステーション沸騰・二相流実験で得られた透明伝熱管試験部における気泡挙動と壁面温度特性，日本マイクログラビティ応用学会 第 33 回学術講演会 (JASMAC-33)，
20211013-15，WEB 開催[9] 井上 浩一，赤木 喜久，大田 治彦，浅野 等，河南 治，鈴木 康一，今井 良二，新本 康久，
松本 聡，国際宇宙ステーション沸騰・二相流実験における金属伝熱管の熱伝達解析，日本マ
イクログラビティ応用学会 第 33 回学術講演会 (JASMAC-33)，20211013-15，WEB 開催[10] 井上 浩一，赤木 喜久，大田 治彦，浅野 等，河南 治，鈴木 康一，今井 良二，新本 康久，
松本 聡，国際宇宙ステーションにおける沸騰・二相流実験でのヒートロス評価，日本マイク
ログラビティ応用学会 第 33 回学術講演会 (JASMAC-33)，20211013-15，WEB 開催[11] 浅野 等，河南 治，井上 浩一，鈴木康一，今井 良二，新本 康久，松本 聡，大田 治彦，国96

際宇宙ステーション沸騰・二相流実験での二相流体ループのシステム特性，日本マイクログ
ラビティ応用学会 第 33 回学術講演会 (JASMAC-33)，20211013-15，WEB 開催[12] 穴田 蒼輝，曽田 直希，今井 良二，中田 大将，湊 亮二郎，内海 政春，小型超音速飛行実験機向け推薬供給システムに関する研究(イソプロパノールを用いた推薬捕捉機構の性能検証)，日本機械学会第 99 期流体工学部門講演会，20211109，WEB 開催[13] 今井 良二，濱田 慶一郎，中田 大将，湊 亮二郎，内海 政春，小型超音速飛行実験機向け推薬供給システムに関する研究(模擬推薬を用いたＬＯＸタンク排出特性の検証)，日本機械学会
第 99 期流体工学部門講演会，20211109，WEB 開催[14] 堺隼翔，今井良二， LNG 貯槽ロールオーバーを対象とした相変化二重拡散対流解析に関する研究，日本機械学会北海道学生会第 51 回学生員卒業研究発表講演会，20220305，WEB 開催．
[15] 河野通明，今井良二，微小重力環境下における界面相変化を考慮した動的濡れ挙動に関する研究，第 19 回 HASTIC 学術技術講演会，20220308，WEB 開催．
[16] 坪内聡汰，今井良二，河南治，将来型宇宙機向けサーモダイナミクスベントシステムに関する研究，第 19 回 HASTIC 学術技術講演会，20220308，WEB 開催．
[17] 山﨑大勢，曽田直希，穴田蒼輝，今井良二，中田大将，内海政春，小型超音速実験機向け推薬供給システムに関する研究（オオワシ 2 号機燃料タンクにおける加圧ガス巻き込み抑制機
構に関する研究），第１９回 HASTIC 学術技術講演会，20220308，WEB 開催．
[18] 堀田 崚太，今井 良二，鈴木 康一，浅野 等，河南 治，井上 浩一，新本 康久，松本 聡，
大田 治彦，国際宇宙ステーション沸騰・二相流実験向け凝縮器の熱流動解析技術に関する研究，日本航空宇宙学会北部支部 2022 年講演会ならびに第 3 回再使用型宇宙輸送系シンポジウ
ム，20220318，オンライン[19] 島田奨，上羽正純，1/3 スケール小型無人超音速機飛行における高精度ウェイ ポイント及び経路追従に向けた検討，１A06，第 59 回飛行機シンポジウム，2021 年 11 月 30 日(火)～12
月 2 日(木) ，オンライン[20] 俵川智史，上羽正純，固定翼無人航空機向けトリム自動調整技術の検討，2C07，第 59 回飛行機シンポジウム，2021 年 11 月 30 日(火)～12 月 2 日(木) ，オンライン[21] 安川慧，濵嶋恒希，上羽正純，映像伝送中継局実現のための固定翼無人航空機の 連続旋回制
御技術の検討，2C09，第 59 回飛行機シンポジウム，2021 年 11 月 30 日(火)～12 月 2 日(木)オンライン
[22] 川合柊平，内藤俊助，俵川智史，上羽正純，固定翼無人航空機の地上局からのトリム調整及びセンサ機体軸間アライメント誤差推定法の検討，3C02，第 59 回飛行機シンポジウム，2021
年 11 月 30 日(火)～12 月 2 日(木) ，オンライン[23] 濵嶋恒希，安川慧，上羽正純，映像伝送中継局実現のための固定翼無人航空機搭載 アンテナの指向方向誤差の評価，3C03，第 59 回飛行機シンポジウム，2021 年 11 月 30 日(火)～12 月
2 日(木) ，オンライン[24] 濵嶋 恒希，安川 慧，上羽 正純，映像伝送中継局向け固定翼 UAV 搭載アンテナの指向方向
制御誤差の評価，電子情報通信学会宇宙航行エレクトロニクス研究会，2022 年 1 月 18 日～
97

19 日，ハイブリッド（電子航法研究所＆オンライン）[25] 安川 慧，濵嶋 恒希，上羽 正純，像伝送中継局向け固定翼 UAV における旋回経路追従制
御技術の検討，電子情報通信学会宇宙航行エレクトロニクス研究会，2022 年 1 月 18 日～19
日，ハイブリッド（電子航法研究所＆オンライン）[26] 俵川 智史，安川 慧，上羽 正純，映像伝送中継局向け長時間飛行可能なエンジン固定翼 UAVの重量設計及び実証，電子情報通信学会宇宙航行エレクトロニクス研究会，2022 年 1 月 18
日～19 日，ハイブリッド（電子航法研究所＆オンライン）[27] 安川慧，上羽正純，風環境下での固定翼 UAV の高精度旋回経路追従制御技術の検討，第 19
回 HASTIC 学術技術講演会，2022 年 3 月 8 日，オンライン開催[28] 〇小林弘明(JAXA)，丸祐介(JAXA) ，徳留真一郎(JAXA) ，澤井秀次郎(JAXA) ，正木大作(JAXA) ，山城龍馬(JAXA) ，八木下剛(JAXA) ，加賀亨(JAXA) ，高田仁志(JAXA) ，角銅洋実(JAXA) ，坂本勇樹(JAXA) ，内海政春(室工大) ，中田大将(室工大) ，武田洋一(岩手大) ，真子弘泰(帝京大) ，杵淵紀世志(名大) ，吹場活佳(静大) ，Richardson Matthew(東大) ，佐藤哲也(早稲田) ，ATRIUM エンジンの研究開発状況，令和 3 年度宇宙輸送シンポジウム，
STCP-2021-013，2022 1/13-14，オンライン[29] 〇森穂高(東大・院) ，大山聖(JAXA) ，小林弘明(JAXA) ，丸祐介(JAXA) ，山城龍馬(JAXA) ，
江口光(室工大) ，坂本勇樹(JAXA) ，角銅洋実(JAXA)，大気アシスト型観測ロケットの打ち
上げ軌道の多目的設計最適化，
令和 3 年度宇宙輸送シンポジウム，
STCP-2021-014，
2022 1/13-14，
オンライン[30] 〇藤浦彰友（室工大・院），奈女良実央（室工大・学），住吉政哉（室工大・院），中田大将（室工大），内海政春（室工大），江口光（室工大），近藤奨一郎（名大・院），坂野友哉（名大・院），福崎俊哉（名大・院），杵淵紀世志（名大），真子弘泰（帝京大），坂本勇樹（ISAS/JAXA)
丸祐介（ISAS/JAXA) ，小林弘明（ISAS/JAXA) ，徳留真一郎（ISAS/JAXA) ，八木下剛（ISAS/JAXA) ，ATRIUM エンジン用 LOX/LH2 ガスジェネレーターの表面温度分布，令和 3
年度宇宙輸送シンポジウム，STCP-2021-015，2022 1/13-14，オンライン[31] 〇住吉政哉（室工大・院），奈女良実央（室工大・学），藤浦彰友（室工大・院），中田大将（室工大），江口光（室工大），内海政春（室工大），GG-ATR エンジン用 LOX/エタノールガスジェネレータのスロットリング燃焼試験，令和 3 年度宇宙輸送シンポジウム，STCP-2021-017，
2022 1/13-14，オンライン[32] 〇兼田智章(静大・院) ，吹場活佳(静大) ，中田大将(室工大) ，丸裕介(JAXA) ，ローブミキ
サによるヘリウム‐空気流の混合に関する実験研究，令和 3 年度宇宙輸送シンポジウム，
STCP-2021-018，2022 1/13-14，オンライン[33] 〇中田大将(室工大) ，安田一貴(室工大) ，椎名達彦(室工大・院) ，アン イヨン(室工大・院) ，
山岸晃己(室工大・院) ，夛田卓矢(室工大・院) ，橋本侑茉(室工大・学) ，江口光(室工大) ，内海政春(室工大)，ロケットスレッド実験におけるシステムインターフェース，
STCP-2021-040，2022 1/13-14，オンライン[34] 〇川﨑央（名大），松山行一（名大），松岡健（名大），伊東山登（名大），渡部広吾輝（名大），後藤啓介（名大），石原一輝（名大・院），ブヤコフ バレンティン（名大・院），野田朋之（名大・院），笠原次郎（名大），松尾亜紀子（慶大），船木一幸（ISAS/JAXA），中田大将（室工大），内海政春（室工大），羽生宏人（ISAS/JAXA），竹内伸介（ISAS/JAXA），荒川聡（ISAS/JAXA），
増田純一（ISAS/JAXA），前原健次（ISAS/JAXA），山田和彦（ISAS/JAXA），中尾達郎（JAXA），
98

S-520-31 号機によるデトネーションエンジンシステムの宇宙実験 －設計・試験・運用の概要－，令和 3 年度宇宙輸送シンポジウム，STCP-2021-021，2022 1/13-14，オンライン[35] 〇伊東山登（名大），松山行一（名大），松岡健（名大），川﨑央（名大），渡部広吾輝（名大），後藤啓介（名大），石原一輝（名大・院），ブヤコフ バレンティン（名大・院），野田朋之（名大・院），笠原次郎（名大），松尾亜紀子（慶大），船木一幸（ISAS/JAXA），中田大将（室工大），内海政春（室工大），羽生宏人（ISAS/JAXA），竹内伸介（ISAS/JAXA），荒川聡（ISAS/JAXA），
増田純一（ISAS/JAXA），前原健次（ISAS/JAXA），山田和彦（ISAS/JAXA），中尾達郎（JAXA），
S-520-31 号機によるデトネーションエンジンシステムの宇宙実験 －実験結果報告とサクセ
スクライテリア評価－，令和 3 年度宇宙輸送シンポジウム，STCP-2021-022，2022 1/13-14，
オンライン[36] 〇山岸晃己(室工大・院) ，中田大将(室工大) ，安田一貴(室工大) ，椎名達彦(室工大・院) ，
アン イヨン(室工大・院) ，夛田卓矢(室工大・院) ，橋本侑茉(室工大・学) ，江口光(室工大) ，内海政春(室工大)，自己加圧式ハイブリッドロケットの PID 制御によるスロットリング，第 4回ハイブリッドロケットシンポジウム，2022/2/14，オンライン，HR-2021-10[37] 谷口友紀，小林悠二，溝端一秀，「室工大小型超音速飛行実験機の縮小機体の離陸性能予測」，
2B03，第 59 回飛行機シンポジウム，2021 年 11 月 30 日～12 月 2 日，オンライン．
[38] 坂本知洋，宮腰貴利，清水奏太，溝端一秀，「室蘭工大小型超音速飛行実験機の地面効果の計
測評価」，2B04，第 59 回飛行機シンポジウム，2021 年 11 月 30 日～12 月 2 日，オンライン．
[39] 原口柊太，本田敦也，西田明寛，川鍋龍斗，佐々木駿，溝端一秀，「室蘭工大小型超音速飛行
実験機の周囲の流れの可視化と動的空力メカニズムの推定」，2B05，第 59 回飛行機シンポジ
ウム，2021 年 11 月 30 日～12 月 2 日，オンライン．
[40] 重清智大，宮本勝也，長谷川奈南，溝端一秀，「室蘭工大小型超音速飛行実験機の遷音速抗力の評価と低減」，2B06，第 59 回飛行機シンポジウム，2021 年 11 月 30 日～12 月 2 日，オンラ
イン．
[41] 長谷川奈南，重清智大，溝端一秀，「室蘭工大小型超音速飛行実験機の遷音速抗力の評価と低減」，令和 3 年度宇宙輸送シンポジウム，STCP-2021-038，2022 年 1 月 13-14 日，オンライン．

2017～2020 年度
査読付き学術誌[1] 塚野 徹，前田大輔，笹山容資（室蘭工業大学大学院），中田大将，杉岡正敏，棚次亘弘，東野和幸（室蘭工業大学）「 再生冷却システムに用いる熱分解吸熱性燃料に対するニッケルおよびプラチナ触媒の効果」．日本航空宇宙学会論文．第 65 巻 2 号，pp.41-49，（2017）[2] Masazumi Ueba, Akihiro Miyasaka, Yoshinori Suzuki, Fumihiro Yamashita, Progress inand prospects of on-board communication equipment technologies for communications satellites inJapan, IEICE Transactions on Communications Vol.E100-B,No.9, pp.1633-1643, 2017. IF:0.314
Q4[3] Ryoji IMAI and Mori MICHIHARA, Study on Dynamic Wetting Behavior in Microgravity Condition
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[4] Kawasaki, S., Shimura, T., Uchiumi, M., and Iga, Y., “One-dimensional Analysis Method for
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ASME. February 2018. IF:1.437 Q2[5] Ryoji Imai, Takuya Imamura, Masatoshi Sugioka, Kazuyuki Higashino, Research on LiquidManagement Technology in Water Tank and Reactor for Propulsion System with Hydrogen Production
System Utilizing Aluminum and Water Reaction, Microgravity Science and Technology, online first,(2017) https://doi.org/10.1007/s12217-017-9566-5. IF:1.188 Q2[6] Daisuke Nakata, Kazuki, Yasuda, Kugo Okada, Kazuyuki Higashino and Rikio Watanabe, “N2O Flow
History Prediction in an Oxidizer Feed Line of Hybrid Rockets,” Transaction of JSASS, Aerospace
Technology Japan, Volume 16 (2018) Issue 1 Pages 81-87, DOI: 10.2322/tastj.16.81[7] Nagao, N., Nagaura, K., Tamura, T., Hasegawa, S., and Uchiumi, M., “Rotordynamic Forces Acting
on a Two-Stage Inducer”, J. Fluid Engineering, FE-16-1588, 021112, Vol. 140, No. 2, ASME,
February 2018. IF:1.437 Q2[8] Deployment behavior control using cables and bi-shape memory alloy convex tape booms
Katsumata Nobuhisa, Kume Masaru, Higuchi Ken[9] ADVANCES IN MECHANICAL ENGINEERING，9 巻，7 号，Article Number:1687814017707909，
2017 年 07 月 Q3, IF 0.827[10] Kobayashi, H., Hagiwara, R., Kawasaki, S., Uchiumi, M., Yada, K., and Iga, Y., “Numerical Analysis
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Acquisition Performance by Hydrophilic Coating in Metallic Tank) Int. J. Microgravity Sci. Appl. Vol.
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[12] Ikemoto, A., Inoue, T., Sakamoto, K., and Uchiumi, M., “Nonlinear Analysis of Rotordynamic Fluid
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No. 4, 041708, ASME, April 2018, IF:1.521 Q2[13] 向江 洋人，石原 眞優，湊 亮二郎，中田 大将，東野 和幸, 内海 政春，小型超音速機エンジン用玉軸受の発熱／冷却特性評価，ターボ機械，第 46 巻第 6 号，pp.331-337.
[14] Yada, K., Uchiumi, M., and Funazaki, K., “Thomas/Alford Force on a Partial-Admission Turbine for
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of Guidance and Control Systems for Autonomous Flight of a Low-speed Model Airplane forApplication to a Small-scale Unmanned Supersonic Airplane, Transactions of JSASS, Aerospace
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Hiroyuki Kikuchi, Taihei Yamada, Shun Watanabe, Koutaro Hotta, Tomoya Inakawa, Yuya Kubota,
Masato Yamaguchi, Toshiki Daicho, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo,
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ASME-JSME-KSME 2019 Joint Fluids Engineering Conference AJKFLUIDS2019 July 28-August 1,
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Conference AJKFLUIDS2019 July 28-August 1, 2019, San Francisco, CA, USA,AJKFLUIDS2019-5625[42] Daisuke Nakata, Ryojiro Minato, Hiromitsu Yagihashi, Koki Arimatsu, Inaho Yoshikawa, Satoshi
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Gas-Generator for Air Turbo Ramjet Engine, 24th ISABE conference, ISABE-2019-24253[43] Ryojiro Minato, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Inaho,Yoshikawa, Hiromitsu, Yagihashi andKouki Arimatsu, Dual Manifold Flow Control System for Gas-Generator Cycle Air Ramjet Engine,106

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[45] Osamu Kawanami, Tenkaro Takeda, Ryoma Naguchi, Ryoji Imai, Yutaka Umemura, Takehiro
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INTERNATIONAL CONFERENCE ON TWO-PHASE SYSTEMS FOR SPACE AND GROUNDAPPLICATIONS & ESA TOPICAL TEAMS MEETINGS, Granada, Spain, September 24-27, 2019.
[46] Nobuhiro Inoue, Osamu Kawanami, Hitoshi Asano, Koichi Inoue, Koichi Suzuki, Ryoji Imai, Satoshi
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Under Microgravity Onboard Iss, The 30th International Symposium on Transport Phenomena, Quang
Ninh, Vietnam, November 1-3, 2019[47] Hiroyuki Nakase, Hitoshi Asano, Osamu Kawanami Koichi Inoue, Koich Suzuki, Ryoji Imai, Satoshi
Matsumoto, Haruhiko Ohta, Gas-Liquid Interfacial Structure Observed in Boiling Two-Phase FlowExperiment Under Microgravity in International Space Station, The 30th International Symposium on
Transport Phenomena, Quang Ninh, Vietnam, November 1-3, 2019[48] Research of Rotating Detonation Engine System by the Sounding Rocket S520-31 Flight Experiment,
J. Kasahara, K. Goto, R. Yokoo, A. Kawasaki, K. Matsuoka A. Matsuo I. Funaki, H. Habu D. Nakata,
M. Uchiumi, IWDP, Russia[49] Masazumi Ueba, Tomohiro Kamata, Sakurako Nakajima, and Yousuke Maeda, “Verification of Full
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[50] 橋本啓吾，向江洋人，湊亮二郎，中田大将，内海政春，小型超音速機用エンジンの定常軸振動解析による危険速度通過時の軸振動評価，ターボ機械，第 48 巻第 4 号，pp.208-215，2020
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Detonation Engine System by Moving Rocket Sled Test，” Journal of Propulsion and Power，Published
Online:1 Dec 2020 https://doi.org/10.2514/1.B38037 Vol. 37，No. 3 (2021)，pp. 419-425，doi:
doi/abs/10.2514/1.B38037[59] Ryoji Imai, Kazuaki Nishida, Osamu Kawanami, Yutaka Umemura, Takehiro Himeno, Studies on
Thermodynamic Vent Systems for Cryogenics Propellant Storage Tanks (Verification Test for Jet
Mixing with Self-Pressurizaition), Space Propulsion 2020+1, March 17-19, Virtual.
[60] Kazuki YASUDA, Daisuke NAKATA, Masaharu UCHIUMI, Experimental Study on Temperature
Change by Cavitation Accompanying Self-pressurization of Propellant for Small Rocket Engines, 18th
International Symposium on Transport Phenomena and Dynamics of Rotating Machinery,
2020/11/23-26, Online[61] Samuel Sudhof, Norimichi Uemura, Masaharu Uchiumi, Supervised Learning for Generating Fair
Curves with Curvature Boundary Conditions, 18th International Symposium on Transport Phenomena
and Dynamics of Rotating Machinery, 2020/11/23-26, Online[62] Kazuki YASUDA, Daisuke NAKATA, Ryoji IMAI, Masaharu UCHIUMI, Experimental Study on
Visualization of Gas-liquid Two-phaesE Flow with Self-pressurization of Nitrous Oxide for Rcket
Propellants, 7th Edition of the Space Propulsion Conference, 2021/3/17-19, Online

国内学会発表論文[1]

溝端 一秀，石上 幸哉，三浦 壮晃，塩野 経介，山崎優樹，白方 洸次，市川 陸，田井 翔
一郎，東野 和幸，新井 隆景，「室蘭工大の小型超音速飛行実験機（オオワシ）の空力設
計および空力評価」，1A12，第 49 回流体力学講演会，2017 年 6 月 28－29 日，東京．

[2]

山田航也，池本篤史，井上剛志，内海政春，円軌道振れ回り時の平行環状シールの動特性に関するバルクフローモデルによる非線形解析，日本機械学会 Dynamics and Design
Conference，107，2017 年 8 月，豊橋

[3]

池本篤史，井上剛志，三宅建次郎，内海政春，平行環状シールにおける流体力の差分解析と軸振動の連成解析，日本機械学会 Dynamics and Design Conference，106，2017 年 8 月，豊
橋

108

[4]

今井良二，天野 裕司，道原 孟里，推進薬タンクを対象とした微小重力下容器内スロッシ
ング挙動に関する研究，日本混相流学会 混相流シンポジウム 2017，2017 年 8 月 19 日，調布市[5]

稲葉 克典，今井 良二，LNG 貯槽ロールオーバー現象の数値解析技術に関する研究，日本混相流学会 混相流シンポジウム 2017，2017 年 8 月 19 日，調布市[6]

今井 良二，稲葉 克典，容器内ロールオーバー現象予測技術に関する研究，日本機械学会
2017 年度年次大会講演論文集，2017 年 9 月 5 日，さいたま市[7]

香川修作，渡邊裕輔，渡邉啓悦，後藤彰，内海政春，島垣満，川崎聡，産業用立軸多段ポ
ンプにおける形態最適化設計の適用とその有用性評価，
ターボ機械協会第 78 回富山講演会，2017 年 9 月，富山

[8]

須和直人，木村俊哉，川崎聡，後藤公成，内海政春，オープンインペラ前面に作用する軸方向流体力に関する研究，ターボ機械協会第 78 回富山講演会，2017 年 9 月，富山

[9]

三宅建次郎，池本篤史，内海政春，井上剛志，軸振動と平行環状シールの流体力の連成解析，ターボ機械協会第 78 回富山講演会，2017 年 9 月，富山

[10]

石原眞優，向江洋人，湊亮二郎，中田大将，東野和幸，内海政春，小型超音速機エンジンの高速回転試験，ターボ機械協会第 78 回富山講演会，2017 年 9 月，富山

[11]

向江洋人，石原眞優，湊亮二郎，中田大将，東野和幸，内海政春，小型超音速機エンジン
用玉軸受の発熱／冷却特性評価，ターボ機械協会第 78 回富山講演会，2017 年 9 月，富山

[12]

安田 一貴，中田 大将，岡田 空悟，東野 和幸，内海 政春 (室蘭工業大学)，亜酸化窒素のタンク排出特性解析モデルの実験的検証，第 61 回宇宙科学技術連合講演会，P29，2017
年 10 月，新潟[13]

岡田 空悟，中田 大将，安田 一貴，東野 和幸，内海 政春，ロケットスレッドの騒音に関する実験的研究，第 61 回宇宙科学技術連合講演会，P30，2017 年 10 月，新潟

[14]

棚次 亘弘 (JAXA 名誉教授)，西村 純 (東大名誉教授)，中田 大将(室蘭工大)，使用済み
小型衛星の簡便な軌道減衰装置について，第 61 回宇宙科学技術連合講演会，2K18，2017
年 10 月，新潟[15]

森下 海怜，吉川 稲穂，八木橋 央光，中田 大将，湊 亮二郎，内海 政春，東野 和幸 (室蘭工業大学)， 分岐管を用いたフィルムクリーング型水素点火器の性能評価， 第 61 回宇宙科学技術連合講演会，3H11，2017 年 10 月，新潟

[16]

中田 大将(室蘭工業大学)，杵淵 紀世志(JAXA)，3D プリンター造形レジストジェットの熱設計と推力測定実験，第 61 回宇宙科学技術連合講演会，2E03，2017 年 10 月，新潟

[17]

竹内 三洋，廣田 光智，中田 大将 (室蘭工業大学)，ハイブリッドロケットの始動過程の促進を狙った可燃性固体上の溝の効果，第 61 回宇宙科学技術連合講演会，P25，2017 年 10 月，
新潟

[18]

森下 海怜，小川 大輔，東野 和幸，中田 大将 (室蘭工業大学)，東 伸幸 (JAXA)，バイオ
エタノール燃料のサルファアタック・コーキングにおける冷却性能評価，第 61 回宇宙科学技術連合講演会，P28，2017 年 10 月，新潟

[19]

今村卓哉，今井良二，Al/水反応推進システムにおける，水タンク及び反応器の基本システ
ム構成の開発，日本マイクログラビティ応用学会第 29 回学術講演会，2017 年 10 月，習志
野市．
109

[20]

道原孟里，田村健一郎，今井良二，推進薬タンクを対象とした微小重力下動的濡れ及びス
ロッシング挙動解析技術の向上，
日本マイクログラビティ応用学会第 29 回学術講演会，2017
年 10 月，習志野市．

[21]

中田 大将，安田 一貴，森下 海怜，岡田 空悟，吉川 稲穂，八木橋 央光，内海 政春，東野 和幸,ロケット燃焼器サーマルイメージの活用，可視化情報学会全国講演会，2017 年 11
月 3-4 日，室蘭工業大学，室蘭市[22]

今村卓哉，今井良二，杉岡正敏，東野和幸，Al/水反応推進システムにおける，水タンク及び反応器内の微小重力下での液体挙動の観察，可視化情報学会全国講演会，2017 年 11 月
3-4 日，室蘭工業大学，室蘭市．

[23]

道原孟里，田村健一郎，今井良二，推進薬タンクを対象とした微小重力下動的濡れ及びス
ロッシング挙動の観察，可視化情報学会全国講演会，2017 年 11 月 3-4 日，室蘭工業大学，
室蘭市．

[24]

湊 亮二郎，溝端一秀，“吸い込み式超音速風洞における小型超音速機関連の空力試験，可視化情報学会全国講演会，2017 年 11 月 3-4 日，室蘭工業大学，室蘭市．

[25]

山崎健次，伊藤良磨，先崎美由紀，樋口健，勝又暢久，“計測対象への二次元格子貼付による簡易型表面形状計測法”，第 59 回 構造強度に関する講演会，pp.16-18，20170803[26]

橋本真之介，勝又暢久，樋口健，“平面構造の板厚を考慮した折りたたみ方法の定式化”，第59 回 構造強度に関する講演会，pp.19-21，20170803[27]

岸本直子，岩佐貴史，樋口健，勝又暢久，黒瀬豊敏，渡邊秋人，上土井大助，“CFRP 製パネル構造物の 3 次元形状計測”，第 59 回 構造強度に関する講演会，pp.25-27，20170803[28]

勝又暢久，後藤良太，片倉寛史，樋口健，“組紐被覆伸展梁の構造モデル化と曲げ座屈解析”，
第 59 回 構造強度に関する講演会，pp.1-3，20170803[29]

岸本 直子，藤垣 元治，岩佐 貴史，樋口 健，勝又 暢久，“画像による複合材料板の変形・ひずみ計測”，第 61 回宇宙科学技術連合講演会，3S15，20171025[30]

樋口 健，勝又 暢久，山崎 健次，岸本 直子，岩佐 貴史，藤垣 元治，“物体表面の二次元格子を利用した相対変位の光学的計測法”，第 61 回宇宙科学技術連合講演会， 3S16，
20171025[31]

勝又 暢久，Muhammad Hafizuddin，橋本 真之介，樋口 健，“平面板構造の折りたたみ方法と構造剛性”，第 61 回宇宙科学技術連合講演会，2F15，20171025[32]

上羽正純，高橋康平，鎌田智寛，固定翼 UAV の離陸から着陸までの完全自律制御飛行実験，
第 60 回自動制御連合講演会，SuI2-4， 東京，2017.11.10-12[33]

塩野経介，白方洸次，溝端一秀，新井隆景，東野和幸，「室蘭工大小型超音速飛行実験機のピッチ及びヨー運動による動的空力特性」，2D11，第 55 回飛行機シンポジウム，2017
年 11 月 20－22 日，松江．

[34]

山崎優樹，溝端一秀，東野和幸，「室蘭工大小型超音速飛行実験機のエリアルールに基づ
く抗力低減」，2D12，第 55 回飛行機シンポジウム，2017 年 11 月 20－22 日，松江．

[35]

白方洸次，塩野経介，溝端一秀，「室蘭工大小型超音速飛行実験機のロール運動による動的空力特性」，3E13，第 55 回飛行機シンポジウム，2017 年 11 月 20－22 日，松江．

110

[36]

上羽正純，高橋康平，小型無人超音速機向け縦・横方向離陸制御系の飛行検証，第 55 回飛行機シンポジウム，3E04, 島根，2017.11.20-22[37]

前田庸佑，鎌田智寛，上羽正純，小型無人超音速機向け飛行経路生成法の検討，第 55 回飛行機シンポジウム，3E06, 島根，2017.11.20-22[38]

中島桜子，上羽正純，飛行条件変動を考慮した小型無人超音速機向けロバスト着陸制御法の検討，第 55 回飛行機シンポジウム，3E07, 島根，2017.11.20-22[39]

鎌田智寛，高橋康平，上羽正純，小型無人超音速機向け完全自律制御用飛行経路設定手法の提案と飛行検証，第 55 回飛行機シンポジウム，3E08， 島根，2017.11.20-22[40]

山﨑健次，樋口健，勝又暢久，岸本直子，岩佐貴史，藤垣元治，“アンテナ反射鏡の変形計
測手法と装置設計”，第 33 回宇宙構造・材料シンポウジウム，B11，20171208[41]

溝端一秀，山﨑優樹，三尾太一，東野和幸，「室蘭工大の小型超音速飛行実験機におけるエリアルールに基づく遷音速抗力低減の試み」，STCP-2017-032，平成 29 年度宇宙輸送シンポジウム，2018 年 1 月 18－19 日，相模原．

[42]

松岡健，瀧春菜，鵜飼貴斗，後藤啓介，西村純平，東純一，速水雄規，川崎央，笠原次郎，
安田一貴，森謙太，八木橋央光，中田大将，内海政春，東野和幸，松尾亜紀子，船木一幸，
パルスデトネーションスラスタによるロール制御，平成 29 年度 宇宙輸送シンポジウム，
2018 年 1 月 18－19 日，相模原市．

[43]

後藤啓介，西村純平，東純一，瀧春菜，鵜飼貴斗，速水雄規，川崎央，松岡健，笠原次郎，
安田一貴，森謙太，八木橋央光，中田大将，内海政春，東野和幸，松尾亜紀子，船木一幸，
三噴流異種衝突型噴射器を有する回転デトネーションエンジンの推進システム実証研究，
平成 29 年度 宇宙輸送シンポジウム，2018 年 1 月 18－19 日，相模原市．

[44]

安田一貴，中田大将，岡田空悟，内海政春，東野和幸，亜酸化窒素のタンク排出特性解析
モデル構築に関する実験的研究，平成 29 年度 宇宙輸送シンポジウム，2018 年 1 月 18－19
日，相模原市．

[45]

中田大将，安田一貴，岡田空悟，東野和幸，内海政春，棚次亘弘，3km 高速軌道試験設備の設計検討，平成 29 年度 宇宙輸送シンポジウム，2018 年 1 月 18－19 日，相模原市．

[46]

北沢祥一，嶋田民生，上羽正純，”無人航空機用の位置情報データ伝送用マルチホップ無線システムの検討”，電子情報通信学会 宇宙・航行エレクトロニクス研究会，SANE2017-104，
pp.105-109， 20180126[47]

上羽正純，前田庸佑，弥生陸斗，北沢祥一，”広大な農地の短時間観測を可能とする固定翼
UAV の性能に関する検討”， 電子情報通信学会 衛星通信研究会，SAT2017-56，pp.1-6，
20180222[48]

北沢祥一，工藤怜，上羽正純，”無人航空機用 169MHz 帯制御無線システムの検討”， 電子
情報通信学会 衛星通信研究会，SAT2017-63，pp.37-40，20180223[49]

森謙太，中田大将，内海政春，東野和幸，後藤啓介，川﨑央，松岡健，笠原次郎，無冷却回転デトネーションエンジン燃焼試験における熱流束評価，日本航空宇宙学会北部支部
2018 年講演会ならびに第 19 回再使用型宇宙推進系シンポジウム，2018 年 3 月 5－6 日，東北大学，仙台市．

[50]

湊亮二郎，中田大将，内海政春，東野和幸，向江洋人，石原眞優，ヘリウムガスを用いた
GG-ATR エンジン冷走試験について，日本航空宇宙学会北部支部 2018 年講演会ならびに第19 回再使用型宇宙推進系シンポジウム， 2018 年 3 月 5－6 日，東北大学，仙台市．
111

[51]

中田大将，森下海怜，八木橋央光，吉川稲穂，湊亮二郎，内海政春，東野和幸，分岐管を用いた酸素/水素点火器の火炎分配，日本航空宇宙学会北部支部 2018 年講演会ならびに第19 回再使用型宇宙推進系シンポジウム， 2018 年 3 月 5－6 日，東北大学，仙台市．

[52]

岡田空悟，安田一貴，中田大将，東野和幸，内海政春，ロケットスレッド用クラスタード
ハイブリッドロケットの騒音特性，日本航空宇宙学会北部支部 2018 年講演会ならびに第 19回再使用型宇宙推進系シンポジウム， 2018 年 3 月 5－6 日，東北大学，仙台市．

[53]

溝端一秀，山﨑優樹，三尾太一，久保田穏，東野和幸，「室蘭工大・小型超音速飛行実験機（オオワシ）の空力に関する最近の取り組み」，HATIC 学術技術講演会，2018 年 3 月 7
日，札幌．

[54]

今井良二，今村卓哉，貝瀬柚子，杉岡正敏，東野和幸，アルミ水高圧水素製造反応の宇宙推進システムおよび CO2 フリー水素製造プラントへの適用に関する研究，「第 15 回 HASTIC
学術技術講演会」兼「第 27 回短時間無重力利用に関する講演会」，2018 年 3 月 7 日，北海
道大学，札幌市．

[55]

鎌田智寛，中島桜子，前田庸佑，上羽正純，小型無人超音速機に向けた電動模型飛行機による完全自律制御飛行実証実験，第 15 回 HASTIC 学術技術講演会，2018 年 3 月 7 日，北海
道大学，札幌市．

[56]

植村拓也，上羽正純，高グライドスロープ角及び高帯域フレア制御による固定翼 UAV の着
陸距離短縮の検討，第 15 回 HASTIC 学術技術講演会，2018 年 3 月 7 日，北海道大学，札幌
市．

[57]

安田一貴，中田大将，岡田空悟，内海政春，東野和幸，亜酸化窒素の自己加圧タンク排出特性に関する基礎研究，第 15 回 HASTIC 学術技術講演会，2018 年 3 月 7 日，北海道大学，
札幌市．

[58]

吉川稲穂，八木橋央光，中田大将，湊亮二郎，内海政春，東野和幸，LOX/エタノールガス
ジェネレータ燃焼試験設備の供給特性，第 15 回 HASTIC 学術技術講演会，2018 年 3 月 7 日，
北海道大学，札幌市．

[59]

笠原次郎，松岡健，川崎央，松尾亜紀子，船木一幸，中田大将，内海政春，東野和幸，観測ロケットによるデトネーションエンジン推進飛行実証実験，平成 29 年度衝撃波シンポジ
ウム，2018 年 3 月 7－9 日，東北大学，仙台市．

[60]

鵜飼貴斗，瀧春菜，後藤啓介，西村純平，速水雄規，東純一，松岡健，川崎央，笠原次郎，
安田一貴，森謙太，八木橋央光，中田大将，内海政春，東野和幸，松尾亜紀子，船木一幸，
宇宙機ロール制御用 S 型パルスデトネーションスラスタの低背圧推進性能評価，平成 29 年
度衝撃波シンポジウム，2018 年 3 月 7－9 日，東北大学，仙台市．

[61] 笠原次郎，川崎央，松岡健，松尾亜紀子，船木一幸，中田大将，内海政春，東野和幸，回転デトネーションエンジンの研究開発と飛行実験，日本航空宇宙学会第 49 期年会講演会，
東大生研，2018 年 4 月．
[62] 髙澤諒太, 向江洋人, 湊亮二郎, 中田大将, 内海政春，小型超音速機エンジンの内部フロー
ネットワークの構築，第 79 回ターボ機械協会総会講演会，東大生研，2018 年 5 月．
[63] 木暮大貴, 井上剛志, 川崎聡, 内海政春，ロータダイナミック流体力の回転速度依存性を考慮した固有値解析と LE7 液水ターボポンプの非同期成分の考察，第 79 回ターボ機械協会総会講演会，東大生研，2018 年 5 月．

112

[64] 橋本啓吾, 向江洋人, 湊亮二郎, 中田大将, 内海政春，小型超音速機エンジンの軸振動に関する基礎的検討，第 79 回ターボ機械協会総会講演会，東大生研，2018 年 5 月．
[65] 安田一貴，中田大将，内海政春，今井良二，ハイブリッドロケット用酸化剤タンクの自己加圧排出特性に関する研究，第 55 回伝熱シンポジウム，2018 年 5 月 29 日（火）〜5 月 31日，札幌市
[66] 中田大将，安田一貴，岡田空悟，樋口 健，勝又暢久，内海政春，“ハイブリッドロケットエ
ンジンを用いたロケットスレッドの運用,” ハイブリッドロケットシンポジウム, 2018 年 6月 28 日〜29 日, 宇宙科学研究所, 相模原.
[67] 安田一貴, 中田大将, 内海政春, 岡田空悟, 今井良二，外気温が亜酸化窒素自己加圧排出特性に及ぼす影響，ハイブリッドロケットシンポジウム, 2018 年 6 月 28 日〜29 日, 宇宙科学研究所, 相模原．
[68] 笠原次郎, 松岡健, 川崎央, 松尾亜紀子, 船木一幸, 中田大将, 内海政春, 東野和幸，観測ロ
ケット S520-31 号機によるデトネーションエンジン飛行実験のペイロード機器部開発状況，
第 1 回観測ロケットシンポジウム，2018 年 7 月 17 日～7 月 18 日．宇宙科学研究所，相模原．
[69] 勝又暢久，諸星智裕，片倉寛史，樋口 健，“組紐被覆伸展梁のねじり剛性・強度に関する基
礎的検討,” 日本航空宇宙学会・日本機械学会・宇宙航空研究開発機構, 第 60 回構造強度に関する講演会，3B02, JSASS-2018-3083, pp.235-237, (2018.8.3)，徳島．
[70] 山﨑健次，樋口 健，勝又暢久，岸本直子，岩佐貴史，藤垣元治，“高精度アンテナシステム構築のための主鏡変形計測手法,” 日本航空宇宙学会・日本機械学会・宇宙航空研究開発機
構, 第 60 回構造強度に関する講演会，3B11, JSASS-2018-3092, pp.262-264, (2018.8.3)，徳島．
[71] 今井良二，河南 治，梅村 悠，姫野武洋，将来型宇宙機向け熱力学ベントシステムを対象とした容器内温度成層破壊技術に関する研究，混相流シンポジウム 2018，2018 年 8 月 8 日，
東北大学，仙台市．
[72] 中瀬博之，宮脇 理，浮穴涼介，浅野 等，河南 治，鈴木康一，今井良二，新本康久，大田治彦， 松本 聡, 微小重力場における円管内気泡挙動に関する研究, 混相流シンポジウム
2018，2018 年 8 月 8 日，東北大学，仙台市．
[73] 向江洋人, 中田大将, 湊亮二郎, 内海政春，小型超音速機用エンジンの玉軸受の発熱・伝熱特性の解析的評価，Dynamics and Design Conference 2018，日本機械学会，2018 年 8 月 28 日
～31 日，東京農工大学．
[74] 藤元学之，中北智文，小林英夫，今井良二, 周期加振を受ける矩形容器の液面挙動と数値解
析手法の検証, 2018 年度日本機械学会年次大会,2018 年 9 月 10 日，関西大学，吹田市．
[75] 安田一貴，中田大将，内海政春，岡田空悟，今井良二，自己加圧による亜酸化窒素の気液
二相流タンク排出特性，
第 19 回キャビテーションに関するシンポジウム，
2018 年 10 月 18-19
日，札幌市[76] 上羽正純，小型無人超音速機の自律飛行実現に向けたシステム工学教育と研究，第 62 回宇宙科学技術講演会，1S07, JSASS-2018-4007,久留米市， 2018.10．24－26[77] 湊亮二郎

ガスジェネレータサイクル・エアターボラムジェットエンジンの推進剤に関す

113

る化学的考察 第 62 回宇宙科学技術講演会，1O01,久留米市, 2018.10．24－26[78] Coral Giulio,（東大）,杵淵 紀世志（JAXA）,中田 大将（室蘭工大）,嶋田 徹,國中 均（JAXA）
Analytical Design of a Hybrid Electro-Chemical Thruster, 第 62 回宇宙科学技術講演会，1N14,
久留米市, 2018.10．24－26[79] 中田大将，湊亮二郎，吉川稲穂，八木橋央光，有松昂輝，内海政春（室工大），LOX/エタノールエンジン燃焼試験設備の運用，第 62 回宇宙科学技術講演会，2N03，久留米市，2018.10.24－26[80] 吉川稲穂，中田大将，湊亮二郎，八木橋央光，有松昂輝，内海政春（室工大），LOX/エタノールガスジェネレータの着火シーケンスの検討，第 62 回宇宙科学技術講演会，P16，久留米市，2018.10.24－26[81] 竹内三洋，廣田光智，中田大将，畠中和明（室工大），火炎伝播促進を狙った可燃性固体表
面上の溝内の流れに関する調査，
P17，
第 62 回宇宙科学技術講演会，
P17，
久留米市，
2018.10.24－26，小型超音速飛行実験機向[82] 佐藤侑也，今井良二，中田大将，湊亮二郎，内海政春（室工大）け推薬供給システムに関する研究 （LOX 供給特性に関する検討），第 62 回宇宙科学技術講演会，P18，久留米市，2018.10．24－26[83] 今井良二， 稲葉克典， 道原孟里， 西田和明， 河南 治， 梅村 悠， 姫野武洋，将来型
宇宙機向けミキシングジェットを用いた熱力学ベントシステムの開発，第 62 回宇宙科学技術講演会，P18,久留米市, 2018.10．24－26[84] 樋口 健，勝又暢久，山﨑健次，岸本直子，岩佐貴史，藤垣元治，“高精度構造表面形状調整のための曲面変形計測,” 日本航空宇宙学会他，第 62 回宇宙科学技術連合講演会，3J06(JSASS-2018-4807)，2018.10.24-26，久留米．
[85] ヘレル ショーン諒，勝又暢久，樋口 健，“形状記憶合金と形状記憶ポリマーを用いたスマートアクチュエータの振動特性に関する研究,” 日本航空宇宙学会他，第 62 回宇宙科学技術
連合講演会，P75 (JSASS-2018-4963)，2018.10.24-26，久留米．
[86] 橋本真之介，勝又暢久，樋口 健，“厚板ミウラ折り構造の平面精度に関する研究,” 日本航空宇宙学会他，第 62 回宇宙科学技術連合講演会，P76 (JSASS-2018-4964)，2018.10.24-26，
久留米．
[87] 上羽正純，前田庸佑，北沢祥一，広大な農地の観測を可能とするエンジン固定翼 UAV の離陸及び搭載可能重量の検討，日本航海学会第 139 回講演会，日本航海学会講演予稿集 6 巻
第 2 号 pp.169-172, 富山，2018.10.26－27[88] 上羽正純，北沢祥一，観測ミッション実現のための固定翼 UAV における制御・通信技術，
日本航海学会第 139 回講演会・研究会，航空宇宙研究会発表, 富山，2018.10.26－27[89] 道原孟里，田村健一郎，今井良二，微小重力環境下における宇宙機推進薬タンク内スロッ
シング挙動に関する基礎研究，
日本マイクログラビティ応用学会第 30 回学術講演会，岐阜，
2018.10.29．
[90] 田村 健一郎，道原 孟里，今井 良二，入熱を伴う微小重力環境下における動的濡れ挙動に関する研究，日本マイクログラビティ応用学会第 30 回学術講演会，岐阜，2018.10.29．
114

[91] 今井良二，河南 治，梅村 悠， 姫野 武洋，将来型宇宙機向け熱力学ベントシステムに関する研究，日本マイクログラビティ応用学会第 30 回学術講演会，岐阜，2018.10.29．
[92] 迫田翔矢，井上延浩， 船田潤平，河南 治，大田治彦，浅野 等，松本 聡，新本康久，
今井良二，鈴木康一，井上浩一，栗本卓，豊島悠輝，透明伝熱管試験部での国際宇宙ステーション沸騰・二相流実験結果報告，
日本マイクログラビティ応用学会第 30 回学術講演会，
岐阜，2018.10.29．
[93] 大田治彦，松本 聡，浅野 等，河南 治， 今井良二，鈴木康一，新本康久， 井上浩一，
栗本卓，澤田健一郎，大橋玲，坂本道人， 川崎春夫，岡本篤，馬場宗明 ，豊島悠輝，岡利春，中川陽子，友部俊之，島田雅喜，宇宿功史郎，藤井清澄，高柳昌弘，ISS 実験 TPFの経過とデータ解析，
日本マイクログラビティ応用学会第 30 回学術講演会，
岐阜，2018.10.29．
[94] 白方洸次，本田敦也，塩野経介，石上幸哉，溝端一秀，室蘭工大小型超音速飛行実験機のロール運動による動的空力特性，第 56 回飛行機シンポジウム，1E10，山形，2018.11.14-16[95] 三尾太一，山﨑優樹，宮本勝也，溝端一秀，室蘭工大小型超音速飛行実験機のエリアルールに基づく抗力低減，第 56 回飛行機シンポジウム，1E11，山形，2018.11.14-16[96] 久保田穏，春日綜，溝端一秀，室蘭工大小型超音速飛行実験機の車載走行試験による舵面
空力評価，第 56 回飛行機シンポジウム，1E12，山形，2018.11.14-16[97] 西田明寛，白方洸次，溝端一秀，室工大小型超音速飛行実験機の CFD 解析による動的空力評価，第 56 回飛行機シンポジウム，1E13，山形，2018.11.14-16[98] 上羽正純，真下滉平，小型無人航空機の超音速達成のための最適情報飛行経路の検討，第56 回飛行機シンポジウム，1C10，JSASS-2018-5038，山形，2018.11.14-16[99] 中島桜子，上羽正純，無人航空機のロバスト最適自動着陸制御系設計法の検討と実証，第56 回飛行機シンポジウム，1C11，JSASS-2018-5039，山形，2018.11.14-16[100] 植村拓也，上羽正純，高グライドスロープ角・高帯域フレア制御による短距離着陸制御の検討及び実証第 56 回飛行機シンポジウム，1C12，JSASS-2018-5040，山形，2018.11.14-16[101] 前田庸佑，中島桜子，鎌田智寛，植村拓也，目谷葵葉，上羽正純，北沢祥一，溝端一秀，3分の１スケール小型無人超音速機ｵｵﾜｼ 2 号機の離陸試験，
第 56 回飛行機シンポジウム，
1C13，
JSASS-2018-5041，山形，2018.11.14-16[102] 飯田輝澄，小木曽望，南部陽介，樋口 健，勝又暢久，“超小型衛星「ひろがり」の開発,” 日
本航空宇宙学会中部関西支部合同秋期大会，2018.11.24，名古屋．
[103] 山﨑健次，樋口 健，勝又暢久，岩佐貴史，岸本直子，藤垣元治，“高精度アンテナシステム構築のための主鏡変形計測,” 第 34 回宇宙構造・材料シンポジウム，2018.12.14，相模原．
[104] 田中宏明，小木曽望，池田忠繁，石村康生，藤垣元治, 後藤優太，田川雅人，岩田 稔，樋口 健, 勝又暢久，岩佐貴史，坂本 啓，岸本直子，波多英寛，仙場淳彦，“ExHAM による圧電素子の宇宙環境曝露試験計画,” 第 34 回宇宙構造・材料シンポジウム，2018.12.14，相模
原．
[105] 日野将太，勝又暢久，樋口 健，“薄肉開断面ブームの断面形状と座屈特性について,” 第 34
回宇宙構造・材料シンポジウム，2018.12.14，相模原．

115

[106] 林夏澄，勝又暢久，樋口 健，橋本真之介，山崎健次，ヘレルショーン諒，三好賢彦，小木曽望，南部陽介，“2U サイズ超小型衛星「ひろがり」の研究・開発状況,” 日本機械学会，
第 27 回スペース・エンジニアリング・コンファレンス，(2018.12.20－21)，高知．
[107] 石村康生，田中宏明，後藤 健，土居明広，小川博之，河野太郎，馬場満久，岡崎峻，柴野靖子，杉本 諒，峯杉賢治，坪井昌人，村田泰宏，佐藤泰貴，仙場淳彦，秋田剛，小林訓史，
鳥阪綾子，宮下朋之，浅沼範大，小木曽望，南部陽介，木村公洋，樋口 健，勝又暢久，岩佐貴史，坂本 啓，池田忠繁，角田博明，小川雄樹，岸本直子，藤垣元治，波多英寛，篠原
主勲，河野裕介，上田政人，横関智弘，岩田 稔，米山 聡，大谷章夫，向後保雄，井上 遼，
小山昌志，仲井朝美，坂井健宣，”高性能科学観測にむけた高精度構造・材料の研究開発”，
第 19 回宇宙科学シンポジウム，2019 年 1 月 9 日，相模原．
[108] 星 敬仁，奥山 遥，松尾浩一朗，山田祐揮，兵野 篤，勝又暢久，堺 昌宏，樋口 健，千葉誠，高橋英明，“宇宙構造材料への応用に向けたインフレータブル構造を有するジイソシア
ネート内包カプセルの形成,” 化学系学協会北海道支部 2019 年冬季研究発表会，2019 年 1
月 22 日，札幌．
[109] 北沢祥一，渡辺拓哉，上羽正純，無人航空機のデータ伝送のための 920MHz 帯無線システ
ムの伝搬特性の基礎検討，電子情報通信学会，宇宙・航行エレクトロニクス研究会,
SANE2018-103，pp.75-79，長崎，2019.01.25[110] 北沢祥一，矢田光，上羽正純，無人航空機用 169MHz 帯データ伝送無線システムの開発，
電子情報通信学会，宇宙・航行エレクトロニクス研究会，SANE2018-117, pp.43-46，種子島，
2019.02.14[111] 渡辺拓哉，北沢祥一，上羽正純，無人航空機用通信における 920MHz 帯の伝搬特性の検討，
電子情報通信学会，総合大会, B-2-9，東京，2019.03.20[112] 岡田 空悟，中田 大将，安田 一貴，内海 政春，N2O 自己加圧式供給系を用いたハイ
ブリッドロケットの騒音特性，日本機械学会 第 96 期 流体工学部門 講演会，OS7-7，
2018/11/29-30，室蘭市[113] 長谷川雄人，中田大将，内海政春，軸流反転ファンの超音速領域における効率特性に関する研究，日本機械学会 第 96 期 流体工学部門 講演会，OS7-7，2018/11/29-30，室蘭市[114] 高澤諒太，湊亮二郎，中田大将，内海政春，小型超音速機用エンジンの内部循環流れに関する考察，日本機械学会 第 96 期 流体工学部門 講演会，OS7-7，2018/11/29-30，室蘭市[115] 安田一貴，中田大将，内海政春，岡田空悟，今井良二，亜酸化窒素自己加圧排出に伴う気液二相流流動特性計測，
日本機械学会 第 96 期 流体工学部門 講演会，
OS7-7，2018/11/29-30，
室蘭市[116] 有松昂輝，中田大将，湊亮二郎，吉川稲穂，八木橋央光，鈴木竜司，内海政春，ロケットエンジン用液体酸素供給ラインの圧損特性，
日本機械学会 第 96 期 流体工学部門 講演会，
OS7-7，2018/11/29-30，室蘭市[117] 廣田光智，竹内三洋，中田大将，畠中和明，キャビティを用いたハイブリッドロケットの始動過程の短縮，日本機械学会 第 96 期 流体工学部門 講演会，OS7-7，2018/11/29-30，室蘭市[118] 佐藤侑也，石川航，今井良二，中田大将，内海政春，小型超音速飛行実験機向け水薬供給
116

システムに関する研究（燃料タンクにおけるスロッシング及び加圧ガス巻き込み抑制機構に関する検討），日本機械学会 第 96 期 流体工学部門 講演会，OS7-7，2018/11/29-30，室蘭
市[119] 稲葉克典，今井良二，LNG 貯槽を対象とした矩形容器内密度成層流体の熱流動数値解析に関する研究，日本機械学会第 96 期流体工学部門講演会，室蘭市，2018 年 11 月 9 日．
[120] 田村健一郎，道原孟里，今井良二，微小重力環境下における入熱を伴う動的濡れ挙動の可視化実験と数値流体解析，日本機械学会第 96 期流体工学部門講演会，室蘭市，2018 年 11
月 9 日．
[121] 道原孟里， 今井良二，宇宙機用推薬タンクを対象とした微小重力環境下スロッシング挙動に関する基礎研究，日本機械学会第 96 期流体工学部門講演会，室蘭市，2018 年 11 月 9 日．
[122] 溝端一秀，山﨑優樹，三尾太一，宮本勝也，室蘭工大の小型超音速飛行実験機におけるエリアルールに基づく遷音速抗力低減の試み（第２報），平成 30 年度宇宙輸送シンポジウム，
2019/1/17-18，相模原市，STCP-2019-008[123] 岡田空悟(室工大)，中田大将(室工大)，安田一貴(室工大)，内海政春，1kN 級ハイブリッドロ
ケットエンジンの性能評価，平成 30 年度宇宙輸送シンポジウム，2019/1/17-18，相模原市，
STCP-2019-028[124] 川戸大輔（群大），荒木幹也（群大），岡田空悟（室工大），中田大将（室工大），内海政春（室工大），ハイブリッドロケット静止ノズルの音響放射基礎特性，平成 30 年度宇宙輸送
シンポジウム，2019/1/17-18，相模原市，STCP-2019-029[125] 笠原次郎(名大)，後藤啓介(名大)，横尾颯也(名大)，金周回 (名大)，佐藤朋之(名大)，川崎央(名大)，松岡健(名大)，松尾亜紀子（慶應大），船木一幸（JAXA），安田一貴(室蘭工大)，八木橋央光(室蘭工大)，有松昂輝(室蘭工大)，中田大将(室蘭工大)，内海政春(室蘭工大)，岩崎
祥大（JAXA），和田明哲（JAXA），戸部裕史（JAXA），北川幸樹（JAXA），竹内伸介（JAXA），
羽生宏人（JAXA），山田和彦（JAXA），観測ロケット S520-31 号機による宇宙飛行実証用
デトネーションエンジンの開発に関して，平成 30 年度宇宙輸送シンポジウム，2019/1/17-18，
相模原市，STCP-2019-042[126] 中田大将(室工大)，湊亮二郎(室工大)，吉川稲穂(室工大)，八木橋央光(室工大)，有松 昂輝(室工大)，内海政春(室工大)，LOX/エタノールガスジェネレーターの着火シーケンス， 平
成 30 年度宇宙輸送シンポジウム，2019/1/17-18，相模原市，STCP-2019-046[127] コラル ジュリオ（東大），月崎竜童，杵淵紀世志（JAXA)，中田大将（室工大），嶋田徹，
西山和孝，國中均（JAXA)，酸素・水素を推進剤としたハイブリッド型レジストジェットの開発，平成 30 年度宇宙輸送シンポジウム，2019/1/17-18，相模原市，STEP-2019-063[128] 山口凱，湊亮二郎，小型無人超音速機用エアインテークの設計と内部流動の評価，平成 30
年度宇宙輸送シンポジウム，2019/1/17-18，相模原市，STCP-2019-006[129] 後藤啓介，横尾颯也，金周会，佐藤朋之，川崎央，松岡健，笠原次郎（名古屋大）松尾亜紀子（慶応大），船木一幸（ISAS/JAXA），安田一貴，八木橋央光，有松昂輝，中田大将，
内海政春（室蘭工業大），川島秀人(JAXA)，メタン - 酸素を用いた回転デトネーションエ
ンジンの推進性能に関する実験研究，平成 30 年度衝撃波シンポジウム，2019/3/5，横浜市[130] 中田大将，内海政春，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センターにおける Laboratory
117

Safety～特に燃焼器と回転体について～，第 59 回航空原動機・宇宙推進講演会，2019 年 3/6-7，
岐阜市，1A01, 招待講演
[131] 八木橋央光，中田大将，湊亮二郎，吉川稲穂，有松昂輝，内海政春(室蘭工大)，推力可変機
構を備えた超音速機用エンジ ン搭載ガスジェネレータの推進剤流量の 予測，第 59 回航空
原動機・宇宙推進講演会，2019 年 3/6-7，岐阜市，1B12[132] 今井良二，今村卓哉，貝瀬柚子，東野和幸，杉岡正敏，アルミ水高圧水素製造反応の宇宙推進システムへの適用，第 59 回航空原動機・宇宙推進講演会，2019 年 3/6-7，岐阜市[133] 喜多翔ノ介，高橋克昌，石崎真一郎 (IHI)，中田大将，湊亮二郎，東野和幸(室蘭工大)，排ガス組成を模擬した低酸素濃度雰囲気 における着火特性の実験的検証，第 59 回航空原動
機・宇宙推進講演会，2019 年 3/6-7，岐阜市，1C15[134] 内海政春，室工大・航空宇宙機システム研究センターのこころざしと野望，第 16 回 HASTIC
学術講演会，2019/3/13 札幌市，特別講演[135] 鈴木竜司(室工大)，中田大将，湊亮二郎，内海政春(室蘭工業大学)，GG-ATR エンジン冷走試験におけるタービン性能の非定常性に関する研究，第 16 回 HASTIC 学術講演会，2019/3/13
札幌市[136] 渡部晃広，中田大将，内海政春，高速走行軌道を滑走するスレッドのマルチボディダイナ
ミクスによる摩擦挙動解析，第 16 回 HASTIC 学術講演会，2019/3/13，札幌市[137] 西村嘉将，溝端一秀(室工大)，長谷川進，加藤周徳，谷香一郎(JAXA)，苅田丈士，ロケット
ベース複合サイクルスペースプレーンの空力特性に関する研究，第 16 回 HASTIC 学術技術
講演会，2019/3/13，札幌市[138] 宮本勝也，三尾太一，溝端一秀，エリアルールに基づく室工大小型超音速実験機の抗力低減，第 16 回 HASTIC 学術講演会，2019/3/13，札幌市[139] 三好賢彦，林 夏澄，橋本真之介，ヘレルショーン諒，山崎健次，勝又暢久，樋口 健，“2U
サイズ超小型衛星「ひろがり」ミッション部の研究・開発状況，” HASTIC 学術技術講演会，2019 年 3 月 13 日，札幌．
[140] 西田和明，今井良二，極低温推進系における熱力学ベントシステムに関する研究，HASTIC
学術技術講演会，2019 年 3 月 13 日，札幌．
[141] 湊亮二郎（室蘭工業大学），中田大将（室蘭工業大学），内海政春（室蘭工業大学），GG-ATR
エンジンにおけるラム燃焼器と圧縮機の統合作動特性，日本航空宇宙学会北部支部 2019 年
講演会 ならびに 第 20 回再使用型宇宙推進系シンポジウム，2019/3/19-20，角田，
JSASS-2019-H013[142] 渡部晃広（室蘭工業大学），中田大将（室蘭工業大学），内海政春（室蘭工業大学），ロケッ
トスレッドのマルチボディダイナミクスによる摩擦挙動解析，日本航空宇宙学会北部支部
2019 年講演会 ならびに第 20 回再使用型宇宙推進系シンポジウム，2019/3/19-20，角田，
JSASS-2019-H018[143] 今井良二，今村卓哉，貝瀬柚子 東野和幸，杉岡正敏（室蘭工業大学），撹拌を伴うアルミ
ニウム合金と水反応による高圧水素製造技術に関する研究，第 24 回 動力・エネルギー技
術シンポジウム，2019/6/20-21 東京，C112.

118

[144] 安田 一貴(室工大)・中田 大将(室工大)・内海 政春(室工大)，亜酸化窒素の充填・排出・流動特性に関する評価，第２回ハイブリッドロケットシンポジウム，2019.7.11-12，相模原市[145] 笠原 次郎（名大），松岡 健（名大），川崎 央（名大），後藤 啓介（名大） 横尾 颯也（名大），ブヤコフ バレンティン（名大），松尾 亜紀子（慶應大） 船木 一幸（JAXA），中田 大
将（室蘭工大），内海 政春（室蘭工大） 羽生 宏人（JAXA），竹内 伸介（JAXA），山田 和彦（JAXA），北川 幸樹（JAXA） 戸部 裕史（JAXA），岩崎 祥大（JAXA），和田 明哲（JAXA），
観測ロケット S520-31 号機による宇宙飛行実証用デトネーションエンジンの開発 とその展開，第２回観測ロケットシンポジウム，2019.8.5-6，相模原市[146] 笠原次郎，松岡健，川崎央，松山行一，後藤啓介（名大），松尾亜紀子（慶応大），船木一
幸，丸祐介，羽生宏人，竹内伸介，山田和彦，北川幸樹，戸部裕史，荒川聡，岩崎祥大，
和田明哲（JAXA），中田大将，内海政春（室工大），遠藤琢磨（広島大），石井一洋（横国大），徳留真一郎，野中聡，小島孝之，川島秀人，庄司烈（JAXA），観測ロケット S520 を用いたデトネーションキックモーター軌道投入実証実験，第２回観測ロケットシンポジウ
ム，2019.8.5-6，相模原市[147] 今井 良二， 道原 孟里，推進薬タンクを対象とした微小重力下容器内スロッシング挙動に関する研究（軸方向加振における液体挙動），混相流シンポジウム 2019，20190805-07，
福岡[148] 井茂 琢磨，中瀬 博之，浅野 等， 河南 治， 井上 浩一， 鈴木 康一 ，今井 良
二， 新本 康久， 大田 治彦，松本 聡，国際宇宙ステーションでの沸騰気液二相流実験で観察された気液界面構造：気泡流の液膜構造，混相流シンポジウム 2019，20190805-07，
福岡[149] 中瀬 博之，宮脇 理，浅野 等， 河南 治，井上 浩一，鈴木 康一 ，今井 良二， 新本 康久，大田 治彦，松本 聡，国際宇宙ステーションでの沸騰気液二相流実験で観察された気液界面構造：環状流の液膜構造，混相流シンポジウム 2019，20190805-07，福岡[150] 武田 健太郎， 河南 治，西田 和明， 今井 良二，姫野 武洋，梅村 悠，熱力学ベ
ントシステムを目指した過冷却ジェットによる液体撹拌の地上および微小重力実験，混相流シンポジウム 2019，20190805-07，福岡[151] 諸星智裕，勝又暢久，折居遼平，樋口 健，“疑似閉断面梁のねじり剛性に関する研究,” 日本航空宇宙学会・日本機械学会・宇宙航空研究開発機構, 第 61 回構造強度に関する講演会，
3A13, JSASS-2019-3074, pp.213-215, (2019.8.9)，長野市[152] 上村典道，迫悠冬，堀口祐憲，内海政春，小型軌道投入ロケット用インデューサの設計と設計クライテリア，第 82 回ターボ機械協会講演会，岡山，2019 年 9 月．
[153] 長谷川雄人，中田大将，内海政春，超音速二重反転ファンの内部流れ構造に関する考察，第 82 回ターボ機械協会講演会，岡山，2019 年 9 月．
[154] 大濱寛久，井上剛志，川崎聡，内海政春，志村隆，1D-CAE モデルを用いたインデューサの付着非対称キャビテーションの考察，第 82 回ターボ機械協会講演会，岡山，2019 年 9 月．
[155] 河南 治，井上延浩，船田潤平，高橋朋花，濱野耀介，浅野 等，井上浩一，松本 聡， 大田治彦，鈴木康一，今井良二， 新本康久，透明伝熱管加熱部における微小重力下での気液挙動，日本マイクログラビティ応用学会 第 31 回学術講演会 (JASMAC-31)，20191023-25，
仙台119[156] 田村健一郎，今井良二，急減圧による界面相変化を伴う動的濡れ挙動に関する研究，日本
マイクログラビティ応用学会 第 31 回学術講演会 (JASMAC-31)，20191023-25，仙台[157] 井茂琢磨，中瀬博之，浅野等，河南治， 井上浩一，鈴木康一，今井良二， 新本康久，松本聡，大田治彦，微小重力場における沸騰気液二相流の気液界面構造，日本マイクログラ
ビティ応用学会 第 31 回学術講演会 (JASMAC-31)，20191023-25，仙台[158] 佐藤侑也，今井良二，中田大将，湊亮二郎，内海政春，小型超音速飛行実験機向け推薬供給システムに関する研究（LOX 供給システムの設計技術開発），日本マイクログラビティ応用学会 第 31 回学術講演会 (JASMAC-31)，20191023-25，仙台[159] 清水 善貴,渡邉 力夫（東京都市大）,中田 大将（室蘭工大），ハイブリッドロケット用酸化剤の分岐配管内流れの数値解析，第 63 回宇宙科学技術連合講演会，20191106-08，徳島市[160] 中田 大将,八木橋 央光,有松 昂輝,稲積 慧,住吉 政哉,湊 亮二郎,内海政春（室蘭工大），LOX
タンク加圧ガスの影響調査，第 63 回宇宙科学技術連合講演会，20191106-08，徳島市[161] 奥村 俊介,田原 弘一,高田 恭子（大阪工大）,桃沢 愛（東京都市大）,中田 大将（室蘭工大）,
野川 雄一郎（スプリージュ）,池田 知行（東海大），HAN/水推進剤 1-3kW 級及び水素系推進剤大電力直流アークジェットスラスタの開発研究－姿勢制御から軌道間航行まで－，第63 回宇宙科学技術連合講演会，20191106-08，徳島市[162] 池田 圭佑,橋本 啓吾,中田 大将,湊 亮二郎,内海 政春（室蘭工大），小型超音速機用エンジ
ン軸系の振動低減に関する検討，第 63 回宇宙科学技術連合講演会，20191106-08，徳島市[163] 椎名 達彦,安田 一貴,中田 大将,内海 政春（室蘭工大），N2O ハイブリッドロケットを用いたキックモーターのシステム設計，第 63 回宇宙科学技術連合講演会，20191106-08，徳島市[164] 樋口 健，勝又暢久，山﨑健次，岩佐貴史，岸本直子，藤垣元治，土居明広，小木曽望，田中宏明，石村康生，“主鏡変形量を補正するカセグレインアンテナ構造高精度化確認試験に
向 け た 検 討 , ” 日 本 航 空 宇 宙 学 会 他 ， 第 63 回 宇 宙 科 学 技 術 連 合 講 演 会 ， 3G05,(JSASS-2019-4593)，2019.11.6-8，徳島市[165] 山田 祐揮,勝又 暢久,五島 聖也,樋口 健（室蘭工大），μカプセルを用いたインフレータブ
ル構造の構造硬化に関する研究，第 63 回宇宙科学技術連合講演会，20191106-08，徳島市[166] 三好 賢彦,林 夏澄,橋本 真之介,山﨑 健次,ヘレル ショーン 諒,勝又 暢久,樋口 健,中田大将,内海 政春（室蘭工大），2U サイズ超小型衛星「ひろがり」ミッション部の各種試験と開発，第 63 回宇宙科学技術連合講演会，20191106-08，徳島市[167] 佐藤 侑也,今井 良二,中田 大将,湊 亮二郎,内海 政春，小型超音速飛行実験機向け推薬供給システムに関する研究（LOX 供給システムの設計技術の開発における検証試験），第 63 回
宇宙科学技術連合講演会，20191106-08，徳島市[168] 湊亮二郎，八木橋央光，有松昂輝，稲積慧，住吉政哉，中田大将，内海政春，ガスジェネ
レータ燃焼のスロットリング特性に関する研究，第 63 回宇宙科学技術連合講演会，
20191106-08，徳島市[169] 西田 和明,今井 良二,河南 治,梅村 悠,姫野 武洋，極低温推進系における熱力学ベントシス
テムに関する研究，第 63 回宇宙科学技術連合講演会，20191106-08，徳島市[170] 上羽正純，北沢祥一，古賀禎，本田純一，広大な農地の短時間観測を可能とする固定翼 UAV120

を用いた映像伝送システム，第 57 飛行機シンポジウム，JSASS-2019-5006, 2019 年 10 月 16
日～18 日，下関[171] 久保田穏, 坂本知洋, 溝端一秀，室蘭工大小型超音速飛行実験機の車載走行試験による空力評価，第 57 飛行機シンポジウム，2B02(JSASS-2019-5067), 2019 年 10 月 16 日～18 日，下関.
[172] 三尾太一, 宮本勝也, 溝端一秀，室蘭工大の小型超音速飛行実験機の遷音速抗力低減について，第 57 飛行機シンポジウム，2B03(JSASS-2019-5068), 2019 年 10 月 16 日～18 日，下関.
[173] 西田明寛, 溝端一秀，小型超音速飛行実験機の姿勢変化レートによる動的空力特性の CFD
解析，第 57 飛行機シンポジウム，2B04(JSASS-2019-5069), 2019 年 10 月 16 日～18 日，下関.
[174] 本田敦也, 白方洸次, 酒向塁, 溝端一秀，室蘭工大の小型超音速飛行実験機の姿勢変化レートによる動的空力特性，第 57 飛行機シンポジウム，2B05(JSASS-2019-5070), 2019 年 10 月
16 日～18 日，下関.
[175] 小林悠二, 小葉松怜, 溝端一秀，室蘭工大の小型超⾳速飛行実験機の三自由度および六自由度⾶⾏解析，第 57 飛行機シンポジウム，2B13(JSASS-2019-5078)， 2019 年 10 月 16 日～18日，下関.
[176] 上羽正純，前田庸佑，無人航空機における複数ウェイポイント通過を考慮した高精度旋回制御系の検討，第 57 飛行機シンポジウム，JSASS-2019-5093, 2019 年 10 月 16 日～18 日，下関[177] 目谷葵葉，上羽正純，無人航空機向け最大上昇率飛行経路の検討，第 57 飛行機シンポジウ
ム，JSASS-2019-5094, 2019 年 10 月 16 日～18 日，下関
[178] 植村拓也，小貫徳貴，上羽正純，無人航空機におけるリアルタイム緊急時帰還経路生成ア
ルゴリズムの検討，第 57 飛行機シンポジウム，JSASS-2019-5095, 2019 年 10 月 16 日～18日，下関
[179] ブヤコフ バレンティン，横尾颯也，後藤啓介，川崎央，松岡健，笠原次郎，中田大将，内海政春，観測ロケット S520-31 号機搭載用メタン-酸素パルスデトネーションエンジンの研究開発，第 57 回燃焼シンポジウム，2019 年 11 月 20 日～22 日，札幌．
[180] 勝又暢久，橋本真之介，樋口 健,“ミウラ折りを応用した展開板構造による大型構造物の構
築,” 第 5 回宇宙太陽発電(SSPS)シンポジウム，(2019.11.22), 東京[181] 橋脇健太朗，飯田輝澄，小木曽望，南部陽介，樋口 健，勝又暢久,“超小型衛星「ひろがり」の安全審査に向けた取り組み,” 第 56 回日本航空宇宙学会関西・中部支部合同秋期大会, (関西大学, 2019.11.30).
[182] 山崎健次，樋口 健，勝又暢久，岩佐貴史，岸本直子，藤垣元治，原 卓也，田中宏明，小木曽望，坂野文香，土居明広，中原聡美,“高精度アンテナシステム実証試験におけるアン
テナ主鏡高精度計測,” B03，第 35 回宇宙構造･材料シンポジウム，(2019.12.2), 相模原[183] 田中宏明，小木曽望，坂野文香，樋口 健，勝又暢久，山崎健次，岩佐貴史，岸本直子，藤垣元治，石村康生，土居明広，中原聡美，長谷川豊，河野裕介,“高精度計測系と形状可変鏡を統合した高精度アンテナシステムの実証試験,” B02, 第 35 回宇宙構造･材料シンポジ
ウム，(2019.12.2), 相模原[184] 坂野文香, 小木曽望, 田中宏明, 樋口 健, 勝又暢久, 山崎健次，岩佐貴史，岸本直子,藤垣元121

治, 土居明広, 中原聡美,長谷川豊,河野裕介,“スマート副鏡のアクチュエータ入力最適化の
カセグレンアンテナ実験による検証,” B04 第 28 回スペース・エンジニアリング・コンフ
ァレンス[SEC’19]講演論文集, (2019.12.19-20), 鳥取[185] アンイヨン，勝又暢久，樋口 健，岩佐貴史,“展開膜面構造の展開衝撃再現装置の開発,” D03,
第 28 回スペース・エンジニアリング・コンファレンス[SEC’19]講演論文集, (2019.12.19-20),
鳥取[186] 三尾太一，宮本勝也，溝端一 秀, 室蘭工大小型超音速飛行実験機の遷音速抗力低減について，令和元年度宇宙輸送シンポジウム，STCP-2019-025，2020 年 1 月，相模原市．
[187] 笠原 次郎(名大) 松山 行一(名大)松岡 健(名大)川崎 央(名大)後藤 啓介(名大)横尾颯也(名大)ブヤコフ バレンティン(名大・学)松尾 亜 紀子（慶應大）船木 一幸（JAXA）
中田 大将(室蘭工大)内海 政春(室蘭工大)羽生 宏人（JAXA）竹内 伸介（JAXA）山田和彦 （JAXA）北川 幸樹（JAXA）戸部 裕史（JAXA）岩崎 祥大（JAXA）和田 明哲（JAXA）, 観測ロケット S-520-31 号機による宇宙飛行実証用デトネーションエンジンの開発, STCP-2019-010，2020 年 1 月，相模原市[188] 中田 大将(室工大)八木橋 央光(室工大)稲積 慧(室工大)有松 昂輝(室工大)住吉 政哉(室工大)湊 亮二郎(室工大)内海政春(室工大), LOX/エタノールガスジェネレーターの温度場評価, STCP-2019-036，2020 年 1 月，相模原市[189] 笠原次郎，後藤啓介，横尾颯也，ブヤコフバレンティン，澤田悟，野田朋之，ジョセフビ
クトリア，川崎央，松岡健，松山行一，松尾亜紀子，船木一幸，有松昂輝，稲積慧，中田大将，内海政春，観測ロケットを用いたデトネーションエンジンンの宇宙飛行実証研究，
１L5，令和元年度航空宇宙空力シンポジウム，航空宇宙空力研究会，2020 年 1 月 24-25 日，
神戸市[190] 後藤啓介，横尾颯也，ブヤコフ バレンティン，澤田悟，野田朋之，ビクトリア ジョセフ，
川崎央，松岡健，笠原次郎，松尾亜紀子，舟木一幸，有松昂輝，稲積慧，中田大将，内海政春，川島秀人，回転デトネーションエンジンのインジェクタ径が推力性能に与える影響に関する実験研究，2019 年度衝撃波シンポジウム，2020 年 3 月，神戸
[191] 渡辺拓哉，北沢祥一，上羽正純，“無人航空機用 169MHz 帯データ伝送無線システムの通信品質に関する評価” 信学技報，宇宙・航行エレクトロニクス研究会，石垣，2020, 2/19-20[192] 北沢祥一，谷口美緒，木村壮寛，渡辺拓哉，玉置理奈，横山 稜，上羽正純，小型無人航空機が使用する複数周波数帯を対象とした電波環境モデル，信学技報，宇宙・航行エレク
トロニクス研究会，石垣，2020, 2/19-20[193] 北沢祥一，谷口美緒，木村壮寛，渡辺拓哉，横山 稜，玉置理奈，上羽正純，小型無人航空機が使用する周波数における電波環境に関する研究開発，電気学会全国大会 3-005，東京2020.3.11-13[194] 武田 健太郎，河南 治，今井 良二，梅村 悠，姫野 武洋，極低温推進剤タンクでのボイルオフ低減に向けた冷却ジェットの一次元モデリング，混相流シンポジウム 2020，20200821-23，
WEB 開催[195] 河南 治，武田健太郎，今井良二，梅村悠，姫野武洋，極低温推進剤タンクでのボイルオフ低減のための地上および微小重力下における冷却ジェットの挙動，混相流シンポジウム
2020，20200821-23，WEB 開催122[196] 井茂琢磨，渡部悠也，浅野 等，河南 治，井上浩一，鈴木康一，今井良二，新本康久，
松本 聡，大田 治彦，国際宇宙ステーションでの沸騰気液⼆相流実験で観察された気液
界面構造：スラグ流の界面挙動，混相流シンポジウム 2020，20200821-23，WEB 開催[197] 曽田直希，今井良二，内海政春，中田大将，湊亮二郎，小型超音速飛行実験機向け推薬供給システムに関する研究(ガス巻き込み抑制機構の性能検証)，日本マイクログラビティ応用学会 第 32 回学術講演会 (JASMAC-32)，2020，20201004-07，WEB 開催[198] 西田 和明，今井 良二，河南 治，梅村 悠，姫野 武洋，極低温推薬貯蔵タンクにおける熱力学ベントシステムの研究（単一成分自己加圧時のジェットミキシングに関する実証試験），
第 64 回宇宙科学技術連合講演会，2020 年 10 月 27 日，WEB 開催[199] 今井 良二，曽田 直希，中田 大将，湊 亮二郎，内海 政春，小型超音速飛行実験機向け LOX
タンクにおける調圧，液排出特性に関する研究，第 64 回宇宙科学技術連合講演会，2020 年
10 月 29 日，WEB 開催[200] 曽田 直希，今井 良二，中田 大将，湊 亮二郎，内海 政春，小型超音速飛行実験機向け燃料タンクにおける 加圧ガス巻き込み抑制機構に関する研究，第 64 回宇宙科学技術連合講演会，2020 年 10 月 30 日，WEB 開催[201] 西田 和明，今井 良二，河南 治，梅村 悠，姫野 武洋，将来型宇宙機極低温推進系における熱力学ベントシステムに関する研究（ジェットミキシングによる推薬タンク調圧機構の検証），日本機械学会第 98 期流体工学部門講演会，2020 年 11 月 12 日，WEB 開催[202] 浅野 等，井茂 琢磨，中瀬 博之，河南 治， 井上 浩一， 鈴木 康一， 今井 良二，新本 康
久，松本 聡，大田 治彦，国際宇宙ステーションでの沸騰気液二相流実験 － 一成分系
気液二相流の気液界面構造 －，日本機械学会第 98 期流体工学部門講演会，2020 年 11 月
12 日，WEB 開催[203] 河南 治，武田 健太郎，松島 涼貴，今井 良二，梅村 悠，姫野 武洋，極低温推進剤ボイ
ルオフ低減に向けた冷却ジェットによる液攪拌効果，日本機械学会第 98 期流体工学部門講演会，2020 年 11 月 12 日，WEB 開催[204] 今井 良二， 佐藤 侑也，曽田 直希，中田 大将，湊 亮二郎，内海 政春，小型超音速飛行実験機向け推薬供給システムに関する研究，
日本機械学会第 98 期流体工学部門講演会，2020
年 11 月 12 日，WEB 開催[205] 曽田直希 ，穴田蒼輝，今井良二，中田大将， 湊亮二郎，内海政春，小型超音速飛行実験機向け 推薬供給システム に関する研究（水を用いたガス巻き込み抑制機構の性能検証），
第 18 回 HASTIC 学術技術講演会，2021 年 3 月 3 日，WEB 開催[206] 穴田蒼輝，曽田直希 ，湊亮二郎，中田大将， 内海政春，今井良二，小型超音速飛行実験機向け 推薬供給システム に関する研究（イソプロパノールを用いたガス巻き込み抑制機
構の性能評価），第 18 回 HASTIC 学術技術講演会，2021 年 3 月 3 日，WEB 開催[207] 濱田慶一郎，清水 建登，湊 亮二郎，中田大将，内海政春，今井良二，小型無人超音速飛行実験機における酸化剤タンク内熱流動挙動に関する研究，第 18 回 HASTIC 学術技術講演会，2021 年 3 月 3 日，WEB 開催[208] 上羽正純，植村拓也，固定翼 UAV による農地観測のためのメアンダー状経路追従制御の検討と飛行実証，JSASS-2020-5022，第 58 回飛行機シンポジウム，2020 年 11 月 25 日～27 日
123オンライン開催[209] 俵川智史，上羽正純，無人航空機向け高グライドスロープ角による短距離着陸技術の検討，
JSASS-2020-5028，第 58 回飛行機シンポジウム，2020 年 11 月 25 日～27 日オンライン開催[210] 安川慧，上羽正純，無人航空機向け対気速度を考慮した旋回経路追従制御の検討，
JSASS-2020-5029，第 58 回飛行機シンポジウム，2020 年 11 月 25 日～27 日オンライン開催[211] 島田奨，上羽正純，小型無人超音速機 1/3 スケール機の離陸から着陸までの自律飛行に関する性能評価，JSASS-2020-5034，第 58 回飛行機シンポジウム，2020 年 11 月 25 日～27 日オンライン開催[212] 宮本勝也，三尾太一，重清智大，溝端一秀，「室蘭工大小型超音速飛行実験機の遷音速抗力
低減」，JSASS-2020-5132-3A02，第 58 回飛行機シンポジウム，2020 年 11 月 25 日～27 日，
オンライン開催[213] 本田敦也，白方洸次，西田明寛，酒向塁，原口柊太，溝端一秀，「室蘭工大小型超音速飛行
実験機の姿勢変化レートによる動的空力」，JSASS-2020-5133-3A03，第 58 回飛行機シンポジウム，2020 年 11 月 25 日～27 日，オンライン開催[214] 坂本知洋，久保田穏，宮腰貴利，溝端一秀，「室蘭工大小型超音速飛行実験機の車載走行試
験による空力評価」，JSASS-2020-5134-3A04，第 58 回飛行機シンポジウム，2020 年 11 月 25
日～27 日，オンライン開催「ロケット[215] 西村嘉将，和泉谷拓史，溝端一秀，長谷川進，加藤周徳，谷香一郎，苅田丈士，
ベース複合サイクルスペースプレーンの空気特性」，JSASS-2020-5135-3A05，第 58 回飛行
機シンポジウム，2020 年 11 月 25 日～27 日，オンライン開催[216] 溝端一秀，小林悠二，谷口友紀，「室蘭工大小型超音速飛行実験機の六自由度飛行シミュレーションによるロール応答の予測」，JSASS-2020-5136-3A06，第 58 回飛行機シンポジウム，
2020 年 11 月 25 日～27 日，オンライン開催[217] 長坂春花，小澤晃平，坪井信幸，中田大将，ワックス燃料後退速度の加速度環境下における可視化システム研究開発，機械学会九州支部講演会，2021 年 3 月 10 日，オンライン開催[218] 楫健太郎（大阪産大），渋谷和輝，吉田彩乃，池本凌（大阪産大），田原弘一（大阪産大），
桃沢愛（東京都市大），中田大将（室蘭工大），鷹尾良行（西日本工大），池田知行（東海大），
野川雄一郎（スプリージュ），脇園堯（ハイサーブ），外山雅也（パセット），HAN/水及び水素系推進剤 DC/MPD アークジェットスラスタの研究開発－姿勢制御から太陽系惑星軌道間
航行まで，令和 2 年度宇宙輸送シンポジウム，2021 年 1 月 14-15 日，オンライン開催,
STEP2020-012[219] 杵淵紀世志（名大），コラル ジュリオ（東大），中田大将（室工大）蘇亜拉図，酒井仁史（NTTData XAM），月崎竜童，丸祐介，小林弘明，西山和孝（JAXA) ，多層タングステンヒータを持つ電熱スラスタの高温ガス噴射試験，令和 2 年度宇宙輸送シンポジウム，2021 年 1 月
14-15 日，オンライン開催，STEP2020-044[220] 中村慎太郎（群馬大），ゴンザレス ファン（群馬大），荒木幹也（群馬大），山岸晃己（室蘭工業大），安田一貴（室蘭工業大），中田大将（室蘭工業大），内海政春（室蘭工業大），
静止したハイブリッドロケットの音響放射特性，令和 2 年度宇宙輸送シンポジウム，2021
年 1 月 14-15 日，オンライン開催，STCP2020-007
124

[221] 小林弘明（JAXA），正木大作（JAXA），加賀享（JAXA），八木下剛（JAXA），高田仁志（JAXA）
角銅洋実（JAXA），丸祐介（JAXA），澤井 秀次郎（JAXA），徳留真一郎（JAXA），武田洋一（岩手大），真子弘泰（帝京大），坂本勇樹（JAXA），Richardson Matthew（東大），天沼光博（ASI 総研），向江洋人（ASI 総研），中田大将（室工大），内海政春（室工大），吹場活
佳
（静岡大）
，
杵淵紀世志
（名大）
，
佐藤哲也
（早大），
推力 10 kN 級エアターボロケット ATRIUM
エンジンの試作研究，令和 2 年度宇宙輸送シンポジウム，2021 年 1 月 14-15 日，オンライ
ン開催，STCP2020-017[222] 上村巧大（静大），吹場活佳（静大），中田大将（室工大），小林弘明（JAXA），丸祐介（JAXA），「ラム燃焼器における水素-空気予混合気の着火特性」，令和 2 年度宇宙輸送シンポジウム，
2021 年 1 月 14-15 日，オンライン開催，STCP2020-022[223] 川﨑央（名大），野田朋之（名大），ブヤコフ バレンティン（名大），石原一輝（名大），後藤啓介（名大），伊東山登（名大），渡部広吾輝（名大），松岡健（名大），松山行一（名大），笠原次郎（名大），松尾亜紀子（慶大），船木一幸（ISAS/JAXA），中田大将（室工大），内海政春（室工大），竹内伸介（ISAS/JAXA），岩崎祥大（ISAS/JAXA），和田明哲（ISAS/JAXA），
増 田 純 一 （ ISAS/JAXA ）， 荒 川 聡 （ ISAS/JAXA ）， 羽 生 宏 人 （ ISAS/JAXA ）， 山 田 和 彦（ISAS/JAXA），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，令和 2 年度宇宙輸送シンポジウム，2021 年 1 月 14-15 日，オンラ
イン開催，STCP2020-024[224] 伊東山登（名大），ブヤコフ バレンティン（名大），野田朋之（名大），石原一輝（名大），後藤啓介（名大），川﨑央（名大），渡部広吾輝（名大），松岡健（名大），松山行一（名大），，松尾亜紀子（慶大），船木一幸（ISAS/JAXA），中田大将（室工大），内笠原次郎（名大）海政春（室工大），竹内伸介（ISAS/JAXA），岩崎祥大（ISAS/JAXA），和田明哲（ISAS/JAXA），
増 田 純 一 （ ISAS/JAXA ）， 荒 川 聡 （ ISAS/JAXA ）， 羽 生 宏 人 （ ISAS/JAXA ）， 山 田 和 彦（ISAS/JAXA），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，令和 2 年度宇宙輸送シンポジウム，2021 年 1 月 14-15 日，オンライ
ン開催，STCP2020-025[225] 松岡健（名大），後藤啓介（名大），ブヤコフ バレンティン（名大），石原一輝（名大）野田朋之（名大），伊東山登（名大），川﨑央（名大），渡部広吾輝（名大），松山行一（名大），笠原次郎（名大），松尾亜紀子（慶大），船木一幸（ISAS/JAXA），中田大将（室工大），内海政春（室工大），竹内伸介（ISAS/JAXA），岩崎祥大（ISAS/JAXA），和田明哲（ISAS/JAXA），
増田純一（ISAS/JAXA），荒川聡（ISAS/JAXA），羽生宏人（ISAS/JAXA）山田和彦（ISAS/JAXA），
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，
令和 2 年度宇宙輸送シンポジウム，2021 年 1 月 14-15 日，オンライン開催，STCP2020-027[226] 重清智大，宮本勝也，溝端一秀，「室蘭工大小型超音速飛行実験機の遷音速抗力低減」，令和 2 年度宇宙輸送シンポジウム，2021 年 1 月 14-15 日，オンライン開催, STCP-2020-030[227] 中田大将（室工大），有松昂輝（室工大），内海政春（室工大），後藤啓介（名大），松岡健（名大），笠原次郎（名大），ガス推進剤ブローダウン時の排出流量予測，令和 2 年度宇宙輸送シンポジウム，2021 年 1 月 14-15 日，オンライン開催，STCP2020-031[228] 夛田卓矢（室蘭工業大学），中田大将（室蘭工業大学），安田一貴（室蘭工業大学），内海政春（室蘭工業大学），N2O の自己加圧供給による気液二相流の可視化，北 部 支 部 2021 年
講 演 会 な ら び に 第 2 回 再 使 用 型 宇 宙 輸 送 系 シ ン ポ ジ ウ ム ，2021/3-18-19，オ ン ラ
イ ン ， JSASS-2021-H015[229] 中西潤（室蘭工業大学），湊亮二郎（室蘭工業大学），中田大将（室蘭工業大学），内海政春
125（室蘭工業大学），ガスジェネレータサイクル・エアターボラムジェットエンジン用粒子ダ
ンパーの作動特性について，北 部 支 部 2021 年 講 演 会 な ら び に 第 2 回 再 使 用 型 宇 宙 輸
送 系 シ ン ポ ジ ウ ム ， 2021/3-18-19， オ ン ラ イ ン ， JSASS-2021-H016[230] 菅原玄太（室蘭工業大学），中田大将（室蘭工業大学），内海政春（室蘭工業大学），インレ
ットディストーションが小型超音速機用エンジン圧縮機へおよぼす影響， 北 部 支 部 2021
年 講 演 会 な ら び に 第 2 回 再 使 用 型 宇 宙 輸 送 系 シ ン ポ ジ ウ ム ，2021/3-18-19，オ ン
ラ イ ン ， JSASS-2021-H021[231] 中澤瑠（室蘭工業大学），中田大将（室蘭工業大学），内海政春（室蘭工業大学），マルチボ
ディダイナミクスによる航空宇宙機用エンジンの軸系モデリングとロータダイナミクス解析，北 部 支 部 2021 年 講 演 会 な ら び に 第 2 回 再 使 用 型 宇 宙 輸 送 系 シ ン ポ ジ ウ ム ，2021/3-18-19，オ ン ラ イ ン ，JSASS-2021-H022[232] 岸本健吾（室蘭工業大学），正木亮輔（インターステラテクノロジズ），森田洋充（インターステラテクノロジズ），中田大将（室蘭工業大学），内海政春（室蘭工業大学），小型ロケ
ットターボポンプの内部循環流れ解析モデルの検討，北部支部 2021 年講演会ならびに第 2
回再使用型宇宙輸送系シンポジウム，2021/3-18-19，オンライン，JSASS-2021-H024[233] 中田大将，安田一貴，椎名達彦，渡部晃広，内海政春（室蘭工大），ロケットスレッド用低騒⾳ ハイブリ ッドロケット の設計と 燃焼試験， 第 64 回 宇宙科学 技術連 合講演会 ，2020/10/27-30，オンライン[234] 清水善貴，渡邉力夫（都市大），中田大将（室蘭工大），ハイブリッドロケット酸化剤供給
⽤配管における非定常流量特性について，第 64 回宇宙科学技術連合講演会，2020/10/27-30，
オンライン[235] 佐藤哲也（早大），内海政春，中田大将（室蘭工大），船崎健一，武⽥洋一（岩⼿），Richardson
Matthew（東大），真子弘泰（帝京大），吹場活佳（静大），杵淵紀世志（名大），エアターボ
ロケット開発における大学での取り組み，第 64 回宇宙科学技術連合講演会，2020/10/27-30，
オンライン[236] 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（名大），中田大将，内海政春（室蘭工大），松尾亜紀⼦（慶大），船木一幸，竹内伸介，和田明哲，岩崎祥大，羽生宏人 （JAXA），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，第 64 回宇宙科学技術連合講演会，2020/10/27-30，オンライン[237] 山本拓海，島田貴久，水出蒼真，三村篤史，田原弘一（大阪産業大），桃沢愛（都市大），中田大将（室蘭工業大) ，池⽥知行（東海大），鷹尾 良行（西日本工業大），野川雄⼀郎（スプリージュ），脇園堯（ハイサーブ），外山雅也（日本特殊機械），HAN/水推進剤低電力 1-3
kW 及び水素系推進剤大電力 5-30 kW 直流アークジェットスラスタの開発研究－姿勢制御から軌道間航⾏まで－，第 64 回宇宙科学技術連合講演会，2020/10/27-30，オンライン[238] 今井良二，曽田直希，中田大将，湊亮⼆郎，内海政春（室蘭工業大），小型超音速飛行実験
機向け LOX タンクにおける調圧，液排出特性に関する研究，第 64 回宇宙科学技術連合講演会，2020/10/27-30，オンライン[239] 稲積 慧，中田大将，湊亮⼆郎，八木橋央光，有松昂輝，住吉政哉，内海政春（室蘭工業大），LOX/エタノールガス発生器における燃焼時の表面温度計測，第 64 回宇宙科学技術連合講演会，2020/10/27-30，オンライン
126

[240] 曽田直希，中田大将，湊亮二郎，内海政春，今井良二（室蘭工大），小型超音速飛行実験機
向け燃料タンクにおける加圧ガス巻き込み抑制機構に関する研究，第 64 回宇宙科学技術連
合講演会，2020/10/27-30，オンライン[241] 渡辺拓哉，北沢祥一，上羽正純，“無人航空機用 169MHz 帯データ伝送無線システムの通信実験”，2021 信学総大，B-2-35，pp.200，Mar.2021.

著書[1] Minato， R.， Higashino， H， Sugioka， M. and Sasayama， Y. “Control of LNG pyrolysis andApplication to Regenerative Cooling Rocket Engine” ， Heat Exchanger InTech (2011)[2] Kasahara，J ,Kato,Y，Ishihara，K，Goto,K.，Matuoka, K., Matuo,A, Funaki,I, Moriai,H, Nakata，D，Higashino,K，Tanatsugu,N, “Detonation Control for Propulsion”Shock Wave and High Pressure
Phenomena(Springer)2016[3] Toru Shimada, Saburo Yuasa, Harunori Nagata, Shigeru Aso, Ichiro Nakagawa, Keisuke Sawada,
Keiichi Hori, Masahiro Kanazaki, Kazuhisa Chiba, Takashi Sakurai, Takakazu Morita, Koki Kitagawa,Yutaka Wada, Daisuke Nakata, Mikiro Motoe, Yuki Funami, Kohei Ozawa, and Tomoaki Usuki,
Chemical Rocket Propulsion, Springer, 2017 Part VI “Hybrid Rocket Propulsion”[4] 東野和之，上羽正純，溝端一秀，今井良二，廣田光智，畠中和明，湊亮二郎，中田大将，樋口健，境昌宏，勝又暢久，「きちんと知りたい! 飛行機メカニズムの基礎知識」，日刊工業新聞社，2018 年 1 月刊，ISBN-10: 4526077852，ISBN-13: 978-4526077852．
室蘭工業大学紀要[1] 室蘭工業大学紀要第 63 号
髙木正平：流体運動と電磁気学のアナロジーを用いて理解促進を目指した学生実験．室蘭工業大学紀要，第 63 号, March 2014, pp. 145-150.
[2] 室蘭工業大学紀要第 64 号 航空宇宙機システム研究センター特集号（平成 27 年 3 月 ISSN 1344-2708）
1.オオワシ II 飛行にむけて並びに関連技術の研究開発（推進系）(1) 将来輸送系リファレンスシステムの推進系に関する基礎検討························· 笹木 康平，飯島 明日香，中田 大将，湊 亮二郎，棚次 亘弘，
杉岡 正敏，東野 和幸，石本 真二，東 伸幸(2) 再生冷却システムに利用する熱分解吸熱性燃料の特性評価···························· 塚野 徹，山本 康平，飯島 明日香，笹木 康平，湊 亮二郎，
杉岡 正敏，棚次 亘弘，東野 和幸(3) アルミ－水系水素製造の衛星推進系への応用························· 東野 和幸，小野寺 英之，杉岡 正敏，今井 良二，増田 井出夫(4) オオワシ 2 号機推進システムに関する研究································································ 湊 亮二郎，棚次 亘弘，東野 和幸
2.オオワシ II 飛行にむけて並びに関連技術の研究開発（誘導制御系）
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(5) 無人航空機自律飛行のための誘導制御システム技術－おおわし 2 号機用誘導制御システム実現に向けて············································ 上羽 正純，竹内 僚太郎，山下 智也，横田 滋弘
3.オオワシ II 飛行にむけて並びに関連技術の研究開発（機体，構造系）(6) オオワシⅡ構造系開発····················································································樋口 健，勝又 暢久(7) 小型超音速飛行実験機（オオワシ）の空力設計，空力評価，および飛行性能予測········································ 溝端 一秀，大石 栄，鈴木 祥弘，近藤 賢，渡口 翼
4.オオワシ II 飛行にむけて並びに関連技術の研究開発（試験設備系）(8) 高速走行軌道実験設備················· 中田 大将，棚次 亘弘，東野 和幸，小倉 達也，笹尾 鎮矢，立桶 薫(9) Humidity effects on unsteady characteristics of supersonic flow··············································· 髙木 正平， 上村 卓也， 平田 裕，高田 晃輔
5.オオワシ II 飛行にむけて並びに関連技術の研究開発（関連研究開発分野）(10) 展開宇宙構造物に関する研究··············································· 勝又 暢久，樋口 健，大加瀬 容平，貝森 政明(11) Surface Shape Measurement by Grating Projection Method in Aerospace Structures································ 樋口 健， 藤垣 元治，塩川 貴之，岸本 直子，岩佐 貴史

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2022 年 9 月発行
編集：国立大学法人室蘭工業大学 航空宇宙機システム研究センター
発行：国立大学法人室蘭工業大学 航空宇宙機システム研究センター〒050-8585 室蘭市水元町 27 番 1 号
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