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国
立
大
学
法
人
室
蘭
工
業
大
学
航
空
宇
宙
機
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ム
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究
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報
告
書
２
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２
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Muroran Institute of Technology
Aerospace Plane Research Center

Annual Report 2020

年次報告書２０２０

２０２１年１０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
外部連携の強化と新たな取り組みの推進
航空宇宙機システム研究センター長
内海政春
当研究センターは，広大な敷地を利用した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．長きにわたり使用していた計測制御室の老朽化に伴ってリニューアルし，新たな計測制御棟を整備いたしました．計測制御棟は，燃焼試験や高速回転試験，ロ
ケットスレッド滑走試験などの実施にあたり，安全確保と実験指揮を行うところであり，いわば実験場の顔です．外部機関との共同研究や委託研究の活発化により手狭になっていましたが，新たに竣工した計測制御棟は総二階建てにより十分な空間を確保し，OA フロアの採用により使い勝手向上に配慮しました．中小規模の航空宇宙エンジンのさまざまな実験をおこなう中核実験場として利便性を高め，航空宇宙分野の研究開発に貢献してまいります．
文部科学省の“新たな共同利用・共同研究体制の充実”に採択され，2020 年度より「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」の事業に取り組んでいます．
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研究，および高加速度環境を作り出す
ロケットスレッドの基盤技術に関する研究について公募を行い，新たに設置した評議会での審議を経て 6 件を採択し共同研究を推進しました．コロナ禍という厳しい環境下にもかかわらず，計画どおり進捗いたしました．引き続き，Linear Hyper-G という環境を活用した特色ある研究に取り組んでまいります．
海洋，空，宇宙（Frontier）を扱う総合工学である宇宙・航空・船舶工学を舞台とし，北海道の広大なフィールド（Field）を活かして，要素技術開発に留まらず，実機全体の開発もしくは実機への実装（Final product）までを行うことを理念して，2020 年より新たな枠組みで教育研究を推進しています．北海道大学と室蘭工業大学との連携組織として「 f ³（エフキューブ）工学」教育研究センターを開設し，本学は“革新航空機ユニット”として，従来から取り組んできた小型無人超音速機「オオワシ」の研究開発とその基盤技術の創出を行なっています．
本学の宇宙機構造工学研究室と大阪府立大学小型宇宙機システム研究センターが共同開発した 2U サイズ超小型衛星「ひろがり」が，2021 年 2 月 21 日午前 2 時 36 分（日本時間）に，米国のアンタレスロケットにより国際宇宙ステーション（ISS）に向けて打ち上げられました．3 月 14
日には，ISS 日本実験棟「きぼう」から、野口宇宙飛行士による放出装置（J-SSOD）のオペレー
ションのもと，宇宙空間へ無事に放出されました．3 月 21 日午後 8 時 30 分頃に日本上空を通過するタイミングにおいて大阪府立大学局と通信が確立し，「ひろがり」の宇宙空間での定常運用が始まりました．
「ひろがり」では，厚みのある平板をぴったり折りたたみ，すきまや段差もなく平面に広げることができる２次元展開平板構造（通称：厚板ミウラ折り）を軌道上で展開すること，光学的形状計測法である格子投影法を応用した手法によってその展開形状を軌道上で計測すること，この２つがミッションであり，どちらも世界初の試みです．現在は後期運用フェーズに入り，得られた軌道上データの解析を行っています．
2020 年度は助教や学術研究員などを新規採用し，当センターの研究開発体制の強化も進めております．今後も他大学や産業界との連携を強化・促進し，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/

２０２０年度年次報告書の目次
目次

巻頭言－ 総合工学研究の推進と共同研究体制の拡充
目次
連携・共同研究・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・1
啓蒙活動・見学者・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・3

研究成果の概要[推進関連]
インレットディストーションが GG-ATR エンジン圧縮機へおよぼす影響 ・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・6
GG-ATR エンジンの広域安定作動に関する研究・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・12
ロケットスレッドの高速化をめざしたトライボロジー特性向上・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・18
GG-ATR エンジンガスジェネレータの温度場計測に関する研究・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・23
GG-ATR エンジン用粒子ダンパー要素試験に関する研究・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・27
ロケットエンジン用推進剤の気液二相流動特性の計測・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・31
ＡＴＲ－ＧＧ推薬供給系の検討（LOX タンク）・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・35
ＡＴＲ－ＧＧ推薬供給系の検討（BE タンク）・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・39[空力関連]
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）・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・44
小型超音速飛行実験機の姿勢変化角速度による動的空力メカニズム（風試と CFD 解析における流れの可視化）・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・49
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・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・55
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・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・60[誘導制御・通信]VHF 帯を用いる無人航空機用データ伝送無線システムの通信実験・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・64
小型無人航空機が使用する周波数帯における上空での電波環境に関する検討・・・・・・・・・・・・・・・67
3 分の１オオワシ 2 号機着陸制御系の性能改善検討・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・70
離陸滑走時アライメント調整技術の検討・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・74
高速無人航空機向け高グライドスロープ角での短距離着陸制御技術の検討・・・・・・・・・・・・・・・・・・78
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・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・83[TF 関係]
小型超音速実験機オオワシ 2 号機縮小機体の滑走試験・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・87[設備関連]
新計測制御棟の完成と白老整備関連・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・89
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 助教）
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）

2020 年度は以下に示すように，多数の共同研究を実施しました．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します．
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 を
JAXA/ISAS の観測ロケットに搭載し，宇宙空間での動作試験を令和 3 年度に実施予定である．今
年度は白老実験場にてフライトモデルの最終地上試験を実施した（図１）．

図１ デトネーションエンジンシステムフライトモデル地上実証試験（白老実験場）
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
インターステラテクノロジズが開発中の軌道投入機 ZERO に用いられるターボポンプの設計・解析・試験および評価を実施した．今年度は 3 名の共同研究員と 1 名の学術研究員を迎え，開発体制の強化を図った．
３．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

1

ス飛行施設（アメリカ）から国際宇宙ステーションへ打ち上げられ，同 3 月 14 日に宇宙ステーシ
ョンから放出された．軌道上運用を大阪府大と共に進めているところである．
４．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．
５．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，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製作した．
６．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 宇宙科学研究所のガスジェネレーターサイクル ATR 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の各部門に参画した．2020 年 12 月には秋田県能代実験場でのガスジェネ燃焼試験を共同で実施した．
７．大阪大学との共同研究

軌道投入ロケット用ターボポンプに関するインデューサーの性能確

認試験
昨年度に引き続いて大阪大学キャビテーションタンネルを用い，インデューサーの性能試験を実施した．
キャビテーションの発現状況を高速度カメラで捉えると共に，揚程の低下について定量的に整理した．

2

啓蒙活動の概要および見学者○内海 政春（航空宇宙機システム研究センター 教授）
中田 大将（航空宇宙機システム研究センター 助教）

航空宇宙機システム研究センターには，報道機関の取材，国外の大学関係者，中学・高校の教諭が見学のため来訪されます．見学の対象は主に超音速風洞設備，オオワシ２号機モックアップ，
反転ファン試験設備，フライトシミュレーター，高速走行軌道実験設備，白老エンジン実験場です．令和 2 年度に訪問された学外の見学者を表１に示します．
表１ 航空宇宙機システム研究センターを訪問された見学者
株式会社二ートレックス
インターステラテクノロ

令和 2 年 4 月 7 日

令和 2 年 4 月 15 日

ジズ
北海道新聞

北海道新聞
実業家（インターステラテク

令和 2 年 4 月 24 日

令和 2 年 5 月 20 日

令和 2 年 5 月 27 日

ノロジズ社ファウンダー）

北海道生涯学習協会

令和 2 年 6 月 16 日

橋詰様

1
稲川社長，金井様，植松様，浦野
6様，高尾様，森田様
田中記者

1
田中記者

1
堀江貴文様
1

ットターボポンプについて）

長田様，早坂様，北川様
3（どうみんカレッジインターネット
講座

インターステラテクノロ

令和 2 年 6 月 26 日

ジズ
室蘭民報

JAXA 宇宙科学研究所
インターステラテクノロ

令和 2 年 7 月 1 日～10 日
令和 2 年 8 月 4 日

令和 2 年 8 月 10 日

令和 2 年 8 月 21 日
大樹サテライトオフィス

NHK 帯広放送局

森田様

北川記者
1
江口様
1

ジズ
北海道生涯学習協会

収録）

1

令和 2 年 7 月 9 日

ジズ
インターステラテクノロ

オンライン対談（ロケ令和 2 年 8 月 21 日
大樹サテライトオフィス

3

金井様
1
植松様，浦野様，金井様，中田様
4
長田様，早坂様，北川様
3
三藤記者
1

北海道新聞

文部科学省
インターステラテクノロ

令和 2 年 8 月 24 日

令和 2 年 8 月 27 日

令和 2 年 8 月 27 日

ジズ
北海道新聞

北海道大学

荏原製作所

北海道新聞

Li world

HBC テレビ

報道各社

令和 2 年 8 月 28 日

令和 2 年 9 月 29 日

令和 2 年 10 月 1 日～2 日
令和 2 年 10 月 6 日

令和 2 年 10 月 18 日
大樹サテライトオフィス

田中記者
1
大臣政務官 青山修平様
1
社長 稲川様13

名誉教授 岸浪様
1
藤枝様，中村様，鈴木様
3
田中記者
1
山口様
1

令和 2 年 10 月 19 日

若干

大樹サテライトオフィス

名令和 2 年 10 月 19 日

多数

大樹サテライトオフィス

NHK 札幌放送局

IHI

北海道新聞

道新サービスセンター

キメラ

北海道新聞

HBC 北海道放送

JAXA

本田技術研究所

令和 2 年 10 月 20 日

令和 2 年 10 月 26 日

令和 2 年 10 月 27 日

令和 2 年 10 月 29 日

令和 2 年 10 月 30 日

令和 2 年 11 月 10 日

令和 2 年 11 月 17 日

田中様，他 2 名様

3

取材

報道各社の皆様
取材（オープニングセレモニー）
浅井記者，他 2 名様

高澤様
1
部長 沢田様
1
取材
3
赤塚様
1
田中記者
1
若干

取材・撮影

名
令和 2 年 12 月 7 日

令和 2 年 12 月 8 日

名誉教授 稲谷様
1
若干
名

4

鮎澤様

他

キメラ

北海道新聞

日本経済新聞早稲田大学 宮川研究室

キメラ

JAXA
実業家（インターステラテ

令和 2 年 12 月 16 日

令和 2 年 12 月 17 日

令和 2 年 12 月 17 日

令和 3 年 1 月 4 日～15 日
令和 3 年 1 月 23 日

令和 3 年 1 月 24 日

令和 3 年 1 月 25 日

クノロジズ社ファウンダー）

朝日新聞

報道各社（記者会見）

STV 札幌テレビ

HBC 北海道放送

報道各社

HBC 北海道放送

イーグル工業

令和 3 年 1 月 28 日

令和 3 年 1 月 29 日

令和 3 年 2 月 17 日

令和 3 年 2 月 19 日

令和 3 年 2 月 21 日

令和 3 年 2 月 22 日

令和 3 年 3 月 22 日

5

赤塚様
1
田中記者
1
久貝記者
1

1

M1

稲葉様

赤塚様
1
高田様
1
堀江貴文様
1
西川記者
1

多数
今様
1

3

多数

3

澤出様，他 2 名様

報道各社の皆様（「ひろがり」打上げ LIVE 中継）

澤出様，他 2 名様

井上様
1

インレットディストーションが GG-ATR エンジン圧縮機へおよぼす影響○菅原 玄太 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
中田 大将 （航空宇宙機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
本学航空宇宙機システム研究センターでは，超音速無人航空機「オオワシⅡ」とその推進器である Gas Generator Cycle Air Turbo Ramjet Engine（以下，“GG-ATR エンジン”という）の開発が進められている．本エンジンはインテークによって取り込まれた空気を圧縮機にて高圧化し，ラム燃
焼させることで強力な推力を得るものである．
これまで，不活性ガスを使用した回転試験や圧縮機単体の CFD 解析（数値流体解析）にて，性能の検討・評価が行われてきた．しかし，本エンジンを実機に搭載する場合には，エンジン前方にはインテークが取り付けられ，また航空機自体が様々な機体姿勢をとることとなる．これらの影響により，エンジンに流入する気体の状態は非一様になる（以下，“ディストーション”という）．
このような場合，エンジン性能が低下したり，圧縮機に旋回失速やサージが発生したりして，安定作動ができなくなることがある[1]．超音速飛行を前提としたこのエンジンに採用されるインテークと斜流圧縮機は，一般的な航空機用エンジンへの適用例は少ないため，インレットディストーションによる圧縮機性能への影響を評価する必要がある．そこで本研究は，GG-ATR エンジンの飛行中に想定されるディストーションが圧縮機性能におよぼす影響を検討した．
２．インテーク単体試験
２－１．試験装置および計測方法
試験装置は，Fig.1 に示すとおり，インテーク，計測セクション，整流セクション，電動ダク
テッドファン（EDF），熱式流量計から構成され，装置中央にある EDF の駆動により装置内に空気流が生じる形式となっている．計測セクションと EDF の間に位置する整流セクションは EDFの旋回成分をインテーク出口面（以下，“AIP”という）に影響させないように配置したものである．本試験時では装置内の空気流量を 9000 NL/min に固定して性能試験を実施した．供試体の製作には 3D プリンタを使用したため，同様の供試体を 3 つ用意し，それぞれで試験を実施する
ことで模型の製作による個体差を把握する．
本研究ではインテーク性能の整理のため，AIP の圧力，風向分布を計測する．Fig.2 に計測点を示す．軸方向に 5 点，周方向に 8 点の計 40 点とし 5 孔ヨーメータによって計測する．

Fig.1

Overview of experimental equipment.

6

Fig.2

Measurement point.

試験装置全体を Fig.3 と Fig.4 に示す．作成した試験装置は，全長 2500 mm,高さ 1200 mm であり，航空宇宙機システム研究センターの超音速風洞棟の中に設置した．

Fig.3

Overall view of the test equipment.

Fig.4

Appearance of test equipment.

２－２ 試験結果
AIP 上の圧力分布について，式(1)と式(2)に示す IDC と IDR を用いて評価する[2]．
𝐼𝐷𝐶 = (𝑃𝑟𝑖𝑛𝑔.𝑎𝑣𝑒 − 𝑃𝑟𝑖𝑛𝑔.𝑚𝑖𝑛 )⁄𝑃𝑓𝑎𝑐𝑒.𝑎𝑣𝑒(1)

𝐼𝐷𝑅 = (𝑃𝑓𝑎𝑐𝑒.𝑎𝑣𝑒 − 𝑃𝑟𝑖𝑛𝑔.𝑎𝑣𝑒 )⁄𝑃𝑓𝑎𝑐𝑒.𝑎𝑣𝑒(2)

𝑃𝑟𝑖𝑛𝑔.𝑎𝑣𝑒 :リング平均圧力[Pa]， 𝑃𝑓𝑎𝑐𝑒.𝑎𝑣𝑒 :AIP 平均圧力[Pa]，𝑃𝑟𝑖𝑛𝑔.𝑚𝑖𝑛 :リング最小圧力[Pa]Fig.5，6 に試験結果を示す．横軸はリング番号であり数字が大きいほど壁面近傍に近いことを意味する．縦軸は周方向圧力分布 IDC，軸方向圧力分布 IDR である．
IDC は，中心近傍の計測点である Ring1 で最小値となる．リング番号とともに上昇傾向を示
し，Ring3 または 4 で最大となり，壁面近傍である Ring5 に向けて再び減少する．この傾向は，
清水ら[3]の平面 2 重曲がりの検討と類似することから S 字形状による流れ場の特徴が本インテークにおいても出現したと考えられる．
IDR は，Ring1 で最小値をとり，Ring5 に向かって単調な上昇傾向が確認される．これは，壁面に近づくにつれて表面粗さによる圧力損失が増大するためであると考えられる．両指標とも模型毎に傾向に一致がみられたが，その値にはある程度の個体差があることが確認された．

Fig.5

IDC distribution in AIP.

Fig.6

7

IDR distribution in AIP.

３．飛行時インテークの性能把握
３－１．数値解析方法および条件
CFD 解析は汎用コードである ANSYS CFX 19.2 を使用し，3 次元定常 RANS 解析を実施した．
乱流モデルには𝑘 − 𝜀モデルを使用した．解析ドメインを Fig.7 に示す．インテーク入口部には外部空気の領域として W:3.3 D×L:3.3 D×H:4.6 D（D は AIP の直径）を設けた．外部空気の壁部はイ
ンテーク前方壁部を開放境界または入口境界とし，それ以外はすべて開放境界を与えた．入口境
界は速度（流れ方向を指定）と静温を，開放境界は静圧と静温を与えた．インテーク後方部は流れの安定した点を出口境界とするため 5D の領域を設け，質量流量を固定した．インテーク内壁と後流部内壁は No slip wall で定義し，表面粗さは Smooth wall，熱伝達は断熱とした．

Fig.7

Intake computation domain.

３－２．解析結果
設計流量時の各パターンで確認された IDC と IDR を Fig. 8 および Fig. 9 に示す．圧縮機に影響を及ぼすとされる IDC を見ると，5 パターンの中で離陸時が最も高いディストーション強度を示
すことが確認できる．本飛行条件では，Ring1～3 で増加傾向をとり，Ring3～4 でほぼ一定となり，Ring4～5 で減少傾向に転じることがわかる．ほぼ同様の飛行速度である上昇時と比較して，高い値をとったことから機体の迎角が増大することによって，ディストーション強度は増加すると考えられる．旋回時は全飛行パターンの中で最もディストーション強度が低くなる．これは，推力を低下させるスロットル飛行をしたパターンであったことがその原因である．

Fig.8

IDC distribution in AIP.

Fig.9

8

IDR distribution in AIP.

４．CFD 解析による圧縮機性能検討
４－１．数値解析および条件
圧縮機性能を把握するために CFD 解析を実施した．解析ソルバーには ANSYS CFX 19.2 を使用
し，3 次元定常 RANS 解析を行った．乱流モデルは SST を用いた．解析ドメインを Fig.10 に示す．(A)はディストーションなしの解析ドメインである．壁面は入口ドメインのハブ面のみを freeslip とし，それ以外の壁面は non slip wall とした．表面粗さは Smooth wall，熱伝達は断熱とした．
また，移動境界は Frozen Rotor を用いた．境界条件は，入口に全圧と全温を，出口に質量流量を与えた．(B)はディストーションありの解析ドメインである．境界条件はインテークの離陸時解析から Output した全圧と全温と流れ角（予旋回あり）を，出口には質量流量を与えた．その他の条件は(A)と同一である．

(A)Non distortion.
Fig.10(B)With distortion.
Compressor computational domain.

４－２．解析結果
解析結果に基づく圧縮機の圧力比を Fig.11 に示す．この結果はディフューザ出口における Total
to static で示している．特に小流量側において，ディストーションを与えた場合の圧力比がディ
ストーションなしと比べて著しく低下していることがわかる．

Fig.11 Pressure ratio.

9次に性能低下のメカニズムを考察する．Fig.12 に羽根車出口のエントロピー分布を示す．ディストーションの発生によって損失が増大する領域の存在が確認できる．
Fig.13 は Q 値の等値面(Q=7.40e+9[S −2])を可視化し，無次元ヘリシティ𝐻𝑛 で色付けしたものである．翼端漏れ流れの流線と流れ場の観察から，翼弦長 50 %付近から翼端漏れ渦の成長が確認される．また，発生した翼端漏れ渦はスプリッターブレードの後縁近傍で崩壊することがわかる．
この現象は，ディストーション発生下のみで観察され，フルブレードにおける翼負荷がディストーションの発生により増加したことが原因であると考えられる．

(A)Non distortion.

(B)With distortion.

Fig.12

Entropy contour at the rotor outlet.

Fig.13

Resolution of tip leakage vortex.

Fig.14 にディフューザ流路断面におけるエントロピー分布を示す．ここでは，離陸時のディフューザベーン正圧面近傍の全周において損失が増大することがわかる．
Fig.15 にディフューザ前縁部からの流線にハブ面限界流線とエントロピー分布を重ねて示す．
これをみると，ディフューザ翼前縁部から剥離渦が発生することがわかる．この流線とエントロ
ピー増大箇所が一致することから，ディフューザ性能の低下はここで示す流動特性によるものであると考えられる．この旋回流の発生は流入気体の高速化によりディフューザベーンの迎角が減少した結果，翼前縁部にて流れが剥離したと考えられる．

10

(A) Non distortion．
Fig14

Fig.15(B) With Distortion．
Entropy contour at the stator．

Streamline from the front edge of the diffuser vane.

５．まとめ
オオワシⅡに搭載予定のインテーク形状と GG-ATR エンジン圧縮機の統合性を検討した結果，以下の知見を得た．
① インテーク性能は平面 2 重曲がり配管の結果と類似していたことから，曲り管路の特性が支配的な流れ場を形成する．
② 飛行中のインテークは迎角が最大であった離陸時でディストーション強度が最も高くなる．
③ 離陸時に発生するディストーションの影響により圧縮機性能が著しく低下する．
④ ディストーション発生時は動翼フルブレードにて翼負荷の増加による翼端漏れ渦が生成され，羽根車内での損失が増大する．
⑤ ディストーション発生時は，ディフューザの性能が低下する．その要因は流入気体の高速化に
よりディフューザベーンの迎角が大幅に減少し，翼前縁部にて流れが剥離したことによる．
６．参考文献[1] 阿部達夫：ディストーションがターボファン・エンジンにおよぼす影響と実験的研究，(1983)[2] Society of Automotive Engineers: Inlet Total-Pressure-Distortion Considerations for Gas-Turbine
Engines, Aerospace Information Report 1419，(1983)[3] 清水幸丸，村上光清：曲がり管内の旋回流に関する研究，ターボ機械第 6 巻第 6 号，pp21-30，(1978)

11

GG-ATR エンジンの広域安定作動に関する研究○有松 昂輝 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
中田 大将 （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 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．緒言
本学航空宇宙機システム研究センターで研究開発中の小型超音速機オオワシ 2 は，着陸や亜音
速飛行といった飛行ミッションに応じて，定格回転速度の 100 %から 40 %までの幅広い回転速度域での推力調整（スロットリング）を行う必要がある．スロットリングは，GG-ATR エンジン用
Gas Generator (GG)の推進剤流量を変化させることによって行われる．
GG でのスロットリングは，一定の混合比で推進剤を供給する必要があることや，特定の回転速度でエンジンを運転させる必要があることから，高精度な流量予測モデルの構築が必要となる．
先行研究にて，ロータシステムの危険速度が明らかにされた(1)が，スロットリングのようにエンジンの回転速度を変化させる場合，回転数とコンポーネントの固有値が共振することで発現する過大な振動がたびたび問題となる．実際，基幹ロケットエンジン用ターボポンプの開発において，強制振動に起因する流体励振力や危険速度通過時の共振などにより，作動点の変更を余儀なくされたという事例が存在する(2)．また，スロットリングで圧縮機の空気流量が変化する場合，
エンジンシステムが不安定となるサージングを誘発するおそれがあるため，これを考慮した運転が求められる．そこで本研究では，スロットリング範囲内でエンジンの安定作動を達成するために，GG 推進剤供給流量を予測する解析モデルを構築し，その妥当性をフロー試験で評価する．次に，回転数とコンポーネントの共振点を明らかにし，スロットリングの制約条件を定量化することで，制約条件内でエンジンが安全に運転できる作動点を GG 供給流量の観点から検討する．
２．推進剤フロー試験
２－１．LOX 供給系統
LOX 供給フロー試験で使用した試験系統図を Fig.1 に示す．

Fig.1

The piping diagram of the LOX feedline.

12はじめに LOX をランタンクに充填し，ランタンク上流のベントラインから蒸発した酸素を流すことで，ランタンクの熱を奪い，ランタンク内 LOX の液温を下げる．次に供給系統配管を LOX
自身が流れることで配管が持つ熱を奪い，供給系統配管を予冷する．供給系統予冷が完了した後は，インジェクタへ十分冷えた LOX をランタンクから直接供給することによってインジェクタを予冷し，フロー試験を開始する．また，本系統を使用した際の流量制御はスロットリングバルブ
MOV1-3 を開閉することによって，下流オリフィスで生じる圧力損失を用いて行われる．
２－２．LOX 流量予測モデル
Fig.2 に，フルスロットル LOX フロー試験によって得られた定常試験データを示す．

Fig.2

P-T diagram of the experimental results.

Fig.2 に示した LOX フロー試験結果は，スロットリングバルブ MOV1-3 を全開にし，圧力損失を小さくした場合の結果である．いずれの場合もインジェクタ部において飽和蒸気圧曲線を横切ることはなくインジェクタから液相で LOX が定常的に供給されていることを示している．また，計測位置がタンク部からインジェクタ部に流れていくにつれて，系外からの入熱によって温度が上昇していることがわかる．よって，本結果を用いて入熱を加味した 1 次元圧力損失計算モデルを構築することで高精度な流量予測を行う．
流量予測モデルの構築に際して，供給系統内の圧力損失は式(1)で求められる．ただし，R はレ
ジスタンスであり，オリフィスで発生するレジスタンスは式(2)で与えられる．また入熱量は式(3)を用いて値を推算した．ここで，式(3)中の K については，フロー試験によって得られた温度デー
タから値を同定した(3)．

𝛴𝛥𝑝 = 𝜆𝑙1 2
1
𝜌𝑢 + 𝜁 𝜌𝑢2 +
𝑑2
2

𝑅=

𝐺𝑓

𝐶𝑣
(0.366𝑄)
𝐿

1
2

2𝐶𝑑 𝐴𝑜𝑟𝑖 2

𝑄 = 𝐾𝜋𝑙(𝑇𝑜𝑢𝑡 − 𝑇𝐿𝑂𝑋 )13𝑅

2 + 𝜌 𝑚̇

2

(1)

(2)

(3)

これらの式を用いて，二分法による数値計算を行うことで流量予測を行った結果と，試験デー
タをプロットしたものを Fig. 3 に示す．Fig. 3 より，実験で得られた流量は予測した流量と概ね良好な一致を示していることがわかる．また，予測値と実験値が合致しない箇所については，タン
ク温度が入力値である 95 K に対して高い，もしくは低いために生じているものである．本解析モ
デルにおいて，タンク温度が±数 K 程度異なることによって生じる相対的な流量誤差は高々10 g/s程度であることから，フルスロットルでの流量予測モデルの妥当性が示されたといえる．しかし，本流量予測によって算出された値の液出下限値が明らかになっていないことから．スロットリン
グ時の流量予測モデルとして適用可能とするためにフロー試験を実施することでスロットリング
モデルの妥当性を検証する必要がある．

Fig. 3 Comparison of the experimental and estimated mass flow rate. The tank pressure was varied
from 0.5 to 2.0 MPa.
２－３．スロットリングフロー試験
実際のオオワシ 2 のスロットリングは GG 推進剤供給系統にて，Bang-Bang 制御によって行われるが，供給系統の特性を明らかにするためにはスロットリングオリフィスを何度も変更して試験を実施する必要があるため，その時間とコストが課題となる．そこで新たに流量調整弁を適用することで，スロットリング時の供給系統の流量特性を解明する．それによりスロットリング領域までもカバーできる流量予測モデルに拡張する．流量調整弁を用いて LOX フロー試験を実施
し，LOX が液相で噴出する下限流量を取得した結果を Fig. 4 に示す．この図より，インジェクタ
マニホールド部の密度と質量流量を照合させることで，液出下限値が 56 g/s であることが明らかとなった．
次に，本試験結果を用いて Bang-Bang 制御によるスロットリング流量予測を行った結果について述べる．式(2)中に示した 𝐴𝑜𝑟𝑖 を任意に変化させ，MOV1-3 のうち，バルブ開状態を 1 系統とし，スロットリングを模擬した状態でオリフィス径を 2.1 mm から 1.6 mm まで変化させて解析を行った結果，液相で供給できる下限は 56.1 g/s であることがわかった．これは，流量調整弁を使用したフロー試験結果で得られた液相噴出下限である 56 g/s と一致するため，スロットリング作動時でも適用可能な高精度な流量予測モデルを構築できたといえる．

14

Fig. 4LOX Flow characteristics.

３．エンジン作動点の検討
エンジンの主要コンポーネントである圧縮機およびタービンに着目し，静翼を通過する際の変動圧力が動翼の固有振動数と共振する点を求めた．GG-ATR エンジンの圧縮機は長翼とスプリッ
タ翼を有する．またタービンは高圧タービンと低圧タービンが存在し，それぞれ静翼と動翼を有している．ここで，静翼を通過する流体変動圧力の励振周波数は，回転速度と静翼枚数の積で表せる．この周波数が動翼の固有振動数に近い時，翼の共振が発現し得る(4)．Fig. 5 に一例として，
低圧タービン翼固有値と変動圧力の励振力をプロットしたキャンベル線図を示す．Fig. 5 より，ス
ロットリング範囲内に低圧タービン翼の 1 次モードと 2 次モードに共振点が存在することがわかる．同様にして, 圧縮機と高圧タービンについて共振点を求めた．

Fig. 5The cambell diagram of low pressure turbine rotor blade.

次に，既存の GG-ATR エンジンサイクルプログラムを用いて，コンポーネント同士が熱力学的にマッチングするエンジン回転速度と GG 燃焼ガス流量の関係から多項式近似を求めた．このエンジン作動マップとコンポーネントから受ける制約条件をプロットしたものを Fig. 6 に示す．

15

Fig. 6

The relationship between engine rotational speed and GG propellant mass flow rate.

各動翼にはダンパが装着されていないため，Fig. 6 で示された共振点において，共振回転速度を一瞬で通過するか，作動点として使用しない方策がとられる．ここで，GG-ATR エンジンの作動
点は GG の流量制御方式である Bang-Bang 制御で変更するため，共振回転速度を一瞬で通過させることは難しい．
また，グラフ中で濃い青色の領域は LOX の液相噴出領域であり，薄い青色の領域は LOX が二相流もしくはガス相で供給される領域である．ここで，LOX を液相で供給する場合，約 30,000 rpm
までの回転速度制御が可能となる．よって，目標回転速度である 24,000 rpm に到達するために必要な酸化剤は二相流もしくはガス相の不連続な条件での供給が必要不可欠となってくると考えられる．
以上の検討を踏まえて，オオワシ 2 着陸時の GG スロットリング案として，5 段階のスロット
リングを提案する．ここで，制約回転速度間の回転速度は 5,000 rpm 以上の幅を有している領域を作動可能範囲とした．これら 5 つのうち，液相で供給可能となるスロットリングを達成できるオ
リフィス径を求めた結果を Table 1 に示す．
Table 1 スロットリングの具体案 (1.2 MPaA 加圧)
作動状態

バルブ開度

オリフィス径LOX 流量[g/s]

フルスロットルMOV 123

φ1.7, 2.1, 2.5

112(±2)

スロットリング 1

MOV12

φ1.7, 2.1

101 (±1)

スロットリング 2

MOV1

φ1.7

64 (±3)

Table 1 に示したように得られたオリフィス径を用いて試験を行う場合，流量は最大でも±3 g/sの精度で所定の作動点での運転が可能になると考えられることから，着陸に必要なエンジン回転速度を狙う前段階として，液相領域における作動点での実証は可能であるといえる．

16

４．結言
本研究において以下の結論を得た．
(1) フライトコンフィギュレーションにおける LOX 供給系統の流量予測モデルが確立された．
(2) 流量調整弁の導入によって LOX 供給系統の液相噴出下限流量が 56 g/s であるということが明らかとなった．
(3) 制約条件を考慮した GG 推進剤供給流量を求めることで，スロットリングオリフィス径を φ1.7，
2.1，2.5 とすれば多点的なスロットリングが可能となる.
５．参考文献[1] 橋本啓吾ら，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，(2020)，ターボ機械学会誌[2] 太田豊彦ら，「LE-7 エンジン用液体水素ターボポンプの開発」，日本航空宇宙学会誌 第 46 巻
第 539 号，(1998.12)[3] Koki Arimatsu et al.，On the Pressure Loss Characteristics of Liquid Oxygen Considering a Heat
Input,(2019)，32nd International Symposium on Space Technology and Science.
[4] 松下修己ほか，「回転機械の振動 実用的振動解析の基本」

17

ロケットスレッドの高速化をめざしたトライボロジー特性向上○渡部 晃広 （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）
中田 大将 （航空宇宙機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長 教授）

１．はじめに高速走行軌道実験設備（High Speed Test Track）は軌道上をロケットエンジンやジェットエンジ
ンにより推進力を得てスレッドと呼ばれる台車が滑走する設備であり，高速度・高加速度の試験
環境を作り出すことができる．現在は白老実験場の 300 m 走行軌道設備を用いて基盤技術の実証を行っており，将来的には軌道全長 3 km・最高速度マッハ 2 での運用を計画している．高速化に向けて加速性能を向上させるため，推進器の性能向上や各種抵抗低減，軽量化などシステム全体での効率化が求められる．また，米国の高速軌道設備では超音速のしゅう動によって軌道を破壊させた事例も存在する[1]．現在の設備におけるしゅう動部は無潤滑の乾燥摩擦になっている．そこで本研究は，摩擦抵抗に着目し，潤滑機構を設けることで摩擦および潤滑特性の向上を目的とする．
摩擦・潤滑特性向上を図るための手法として，流体潤滑機構を設ける．表面テクスチャと呼ばれる接触面の微細な溝がしゅう動に伴い圧力を発生させることで浮上する仕組みとなっている．
浮上時は流体膜によって非接触状態になっているため摩耗や焼き付きを抑制することができる．
また，摩擦力は流体の粘性のみに依存するため接触時より低摩擦になることが期待できる．
本研究では，数値解析によって流体潤滑時の膜厚や摩擦係数の静特性予測を行い，白老実験場の軌道上でしゅう動試験を実施することで性能取得・試験実証することを目的とする．
２．手法
２－１．潤滑機構
図１に流体潤滑発生機構の形状を示す．矩形型の溝を有するレイリーステップを 5 段設けており，各段の前方に潤滑液の供給口がある．また，軌道表面は 300 mm と 80 mm の曲率半径を有す
る輪郭になっており，2 枚の金属薄膜（厚さ 0.1 mm）とゴム製の弾性部材を用いて表面に追従できるようになっている．

図１ 流体潤滑機構形状．

18

２－２．数値解析手法
潤滑膜の圧力分布を解く基礎方程式[2]を(1)式に示す．
𝜕 ℎ3 𝜕𝑝𝜕 ℎ3 𝜕𝑝
𝑈 𝜕ℎ
(
)+
(
)=
𝜕𝑥 12𝜂 𝜕𝑥
𝜕𝑦 12𝜂 𝜕𝑦
2 𝜕𝑥

(1)

𝑥をしゅう動方向，𝑦を膜厚方向とする直交座標系となっており，ℎは膜厚，𝑝は圧力，𝜂は粘度，
𝑈はしゅう動速度を示している．この方程式を DF(Divergence Formulation)法[3]を用いた差分化手法によって計算を行う．しゅう動面を DF 法に従って𝑥， 𝑦方向に格子分割し，収束計算によって解くことで圧力分布を得る．膜厚を変数として，荷重と圧力分布を積分して得られる負荷能力が一致するように解くため，圧力分布が得られれば膜厚も得られる．また，摩擦係数は（2）式に示
すように，得られた圧力分布より求められた剪断力をしゅう動面に積分することで得られる．また，摩擦係数は（2）式の摩擦力を荷重で除した形で求められる．
𝐹=∬ℎ 𝜕𝑝 𝜂𝑈
+
𝑑𝑥𝑑𝑦
2 𝜕𝑥
ℎ

(2)

２－３．実験手法
モータ駆動によって走行する台車を用いて，白老実験場 300 m 軌道上でのしゅう動試験を行う．
潤滑液供給系の系統図を図２に示す．充填された水を窒素ガスによって加圧して供給を行う．計
測項目は，タンク内温度，流量，マニホールド圧力，摩擦力となっている．
供試体部は，均等に流体を供給できるようにマニホールド部とその下流に絞り部が設けられている．絞り部は各供給部にφ1.5 mm の孔が 5 つ開けられている．

図２ しゅう動試験供給系系統図．
摩擦力は供試体前方に取り付けられたロードセルによって取得しており，供試体の自重で除す
ことにより摩擦係数を得る．
膜厚は（3）式，（4）式に示すように，絞り部を通過する際の流量式と，潤滑面を通過する際の流量式から求めることができる．
（3）式は，絞り部通過後の圧力を示しており，𝑃𝑚 はマニホール
ド圧力，𝑄は流量，𝜌は密度，A𝑖𝑛𝑗 は絞り孔面積，𝐶𝑑 は流出係数を示している．(4)式は膜厚を示しており，𝐵は潤滑面幅，𝐿は潤滑面長さ，𝐶𝑏 は潤滑面抵抗係数を示している．
2

𝜌𝑄
𝑃𝑠 = 𝑃𝑚 − ()
2 𝐶𝑑 A𝑖𝑛𝑗

(3)

1
𝜌𝑄
2𝐵 + 𝐿 𝐶𝑏 √2𝜌𝑃𝑠

(4)

ℎ=

19

表１に実験および解析における条件を示す．
表１ 試験および解析条件.
Load

28 N

Lubricating liquid

Water

Supply pressure

2.5 kPa

Groove depth

100μm

Sliding Velocity

1.7 m/s

３．結果と考察３－１．数値解析・試験結果
図３に摩擦係数の数値解析結果および実験結果を示す．横軸には，しゅう動時の駆動条件を示す軸受特性数を使用しており，以下の(5)式で示される．𝑊は荷重である．
G=

𝜂𝑈
𝑊 ⁄𝐵

(5)

流体潤滑状態での摩擦係数は速度に大きく依存するため，各駆動条件を合わせて適切に使用する必要があり，G = 10−5 程度で使用すれば，0.01 から 0.001 まで摩擦係数の低減を可能とする．
また，供給圧力を下げれば摩擦力も低減できることがわかる．しかし，実験時における摩擦係数の平均値は約 0.5 となっており，乾燥摩擦時の結果と変わらなかった．流体膜が形成されていれ
ば 0.001 ほどになるはずであったが，実験時は軌道表面と接触している潤滑状態にあることが推測される．

図３ 数値解析および試験結果（摩擦係数）．
次に，膜厚の数値解析と実験結果を図４に示す．実験時の供給圧力は 2.5 kPa であったため膜厚は 0.3 mm ほど形成されると予想していたが，先述のとおり実際には流体潤滑とはならなかった．
また，𝐶𝑏 ＝１とすれば実験時には 0.1 mm 以上の膜厚を発生させる流量が確保できていたはずである．

20理論上，二面の合成粗さの 3 倍以上で流体膜を形成できる．軌道表面の表面粗さは 2.2 μm，供試体の表面粗さは 0.4 μm であるため，合成粗さは 2.24 μm である．そのため，6.72 μm 以上であれ
ば流体膜を形成できることになるが，流体潤滑状態を発現させることができなかった．

図４ 数値解析および試験結果（膜厚）．
３－２．考察流体潤滑状態を発現させることができなかった理由を考察する．実験後の接触面の溝部において，図 5 に示すように二つの円が交わったような摩耗痕が観察された．この結果より，溝部の金属膜が変形し，軌道と接触した際に摩耗痕が生じた可能性がある．

a) 1st and 2nd groove.

b) 3rd and 4th groove.

図５ テクスチャ面摩耗痕．
そこで 3 辺を固定，1 辺を自由とした薄板の構造解析を実施したところ，溝深さの 0.1 mm を超える約 0.7 mm のたわみが発生することが確認された．また，軌道表面をモデリングした壁を追加して構造解析を再度実施した．得られた変位を流体数値解析に組み込み，圧力分布を得た．その結果を図 6 に示す．𝑥 = 9 から 27 mm の位置が溝部になっている．溝部の中心である 18 mm 付近に圧力が低下している領域が存在する．この圧力低下によって，自重のたわみに加えて変形した21

と考えられるが，詳細は連成解析により評価する必要がある．摩耗痕の前縁部は自重で変形した
際の接触，後縁部は自重の変形によって圧力低下した領域で接触したものだと推測される．

図６ 自重変形後の圧力分布 (𝑥= 9～36 mm)．
構造解析によって，全面に対して平均化した差圧が 500 Pa を超えるとたわみが 0.1 mm 以上になることがわかった．そのため，実際のしゅう動中は平均差圧が収束後も 500 Pa 以上あったと考えられる．
これらの課題を解決し，流体潤滑状態を作り出すためには，膜の変位を抑える必要がある．改善案として，供給口を分離せず溝部内の供給孔を設けること，溝のサイズを小さくして個数を増やすことが考えられる．
４．まとめ
本研究ではロケットスレッドの摩擦・潤滑特性の向上を図るために，流体潤滑機構を設けることを検討した．数値解析によって表面テクスチャ形状の性能（静特性）を取得した．摩擦係数は駆動条件を適切に設定して使用できれば，0.01 から 0.001 まで低減が可能である．
次に，実験によって数値解析結果の実証を試みたところ，摩擦係数は乾燥時の摩擦状態と同じ程度が得られ，流体潤滑状態には至ってない結果であった．
自重によって溝部金属膜が変形して圧力分布が変動し，圧力低下部分で軌道表面と接触するな
どの要因が考えられる．今後溝サイズの変更や供給孔配置を変えることで膜の剛性向上，変形の抑制を実現する必要がある．
参考文献[1] John D. Cinnamon, Hypervelocity Gouging Impacts，(2009)，American Institute of Aeronautics andAstronautics.
[2] Gwidon W.Stachowiak and Andrew W.Batchelor, Engineering tribology 4th edition，(2014).
[3] 川端 信義，気体潤滑膜流れの離散化手法，トライボロジスト，第 38 巻，第 9 号，(2009).

22

GG-ATR エンジンガスジェネレーターの温度場計測に関する研究○中田 大将 （航空宇宙機システム研究センター 助教）
稲積 慧 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
住吉 政哉 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 1 年）
藤浦 彰友 （機械航空創造系学科 4 年）
有松 昂輝 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
奈女良 実央（機械航空創造系学科 3 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 政春 （航空宇宙機システム研究センター長 教授）

１．背景
航空宇宙機システム研究センターで研究開発中の小型超音速機オオワシ 2 に用いられる主推進システム GG-ATR では，ガスジェネレーターよりタービン駆動ガスを供給する．タービン駆動ガスの平均的な温度は 1100 K を目標としているが，実際にはインジェクタの配置パターンにより大きな温度ムラが生じタービンに悪影響を与える[1]．最終的にはタービュランスリング，エルボー
等のミキシングデバイスを用い，これを許容範囲（一般的には定格温度±数十 K 以下）となるま
で混合・均一化してタービンへ供給するが，その設計指針を得るため，ガスジェネレーター上流
で生じている温度分布の把握を目的とした一連の研究を行っている．昨年度は 4 ポート燃焼器での計測を実施したが，今年度はインジェクタ位相と関連性の強い 6 ポート新燃焼器を用いた計測体制を確立した．また，タービュランスリング開口径について CFD によるシミュレーションを行い，設計指針の目安について論じる．
２．燃焼器設計
図１はガスジェネレーター噴射器の概要である．3 点衝突型エレメントを 120 度おきに 3 組配置した形となっている．一般に，エレメント数が多いほど均一化が図れるが，小径の 3 点衝突噴口を多数加工することは技術的にも困難であり，トレードオフが生じる．FOF 3 点衝突インジェ
クターから噴出する推進剤は 1 点で衝突後，[2]にあるように衝突面と垂直方向に分布し，その局
所 O/F 分布については衝突点付近で F 過多，衝突点付近からやや離れた位置で Orich となる場合がある．また，本燃焼器では外周に Film cooling 層があり，ここでは必然的に Frich となる．

図１ 噴射器概要23図２は昨年度までの 4 ポート燃焼器と，今年度新たに作成した 6 ポート燃焼器の比較図である．4 ポート燃焼器では鉛直上方を 0 deg として，22.5，157.5，202.5，337.5 deg 方向に計測ポートが存在した．これは 2 つ並べて併用した際に干渉しないことを重視したためであるが，インジェクタの位相と外れており，インジェクタパターンとの関連性を理解するには不適であった．そこで今年度は図２の下にあるような 6 ポート燃焼器を製作した．本燃焼器では軸方向にも新たに中流部ポート，縮流部ポートを設け，計 21 か所の計測が可能である．但し，上流に挿した熱電対により下流へは擾乱が伝わることが予想されるため，あくまで軸方向には干渉しないような配置で熱電対計測を実施する．上流部の 3 ポートはインジェクタヘッド下部に台座があること，およびフィルム冷却孔を熱電対で塞ぐことが無いよう 0，45，315 deg の 3 位相とし，中流部以降はインジェクタ位相と同じ 0，120，240 deg および，その中間点に位置する 60，180，300 deg の 6ポートで構成されている．この他，90 deg 方向と 180 deg 方向に，高周波圧力計をセットできるポートを設けた．また，中流部と下流部ポートの間には加速度振動計を取り付けできる平面を熱電対ポートと同じ 6 方向に設けた．

図２ 温度計測ポートの配置 上）旧燃焼器，下）新燃焼器

３．試験結果
6 ポート燃焼器において図３－１のような配置で中流部ポートに熱電対を挿入した場合の温度計測試験結果を，図３－２に示す．局所高温流が生じることが想定されたため，燃焼時間は予め3 秒とした．熱電対は Pt シースの R 型熱電対で，シース融点は 2043 K である．

24

表１ 試験条件
FIRE

燃料タンク圧

酸化剤タンク圧

酸化剤流量

燃料流量

No.

[MPaA][MPaA]

[g/s]

[g/s]

12b

2.69

1.89

110

241

図３－１ 中流部 6 か所の差し込み深さ

O/F

燃焼室圧
[MPaA]

0.46

1.29

図３－２ 中流部 6 か所の温度

O/F=0.46 における理論断熱火炎温度は約 1150 K であり，フィルム冷却寄与分を除いた燃料流量から計算される O/F から求まる断熱火炎温度は 1200 K 程度であるが，上記のように中流部では10 mm 以上の深さで最大 1750 K 程度の局所高温部が生じていることがわかる．過去の 4 ポート燃
焼器においても 1674 K の高温部が確認されていた[5]．
一方で，サーモグラフィから推定される内壁面温度は 500 K 以下と低く，フィルム冷却の効果がかなり効いていることがわかる．燃焼器としての健全性について懸念は無いものの，このような大きな温度分布を持った燃焼ガスがタービンに達することは避けなければならない．
４．タービュランスリング設計指針
タービュランスリング設置位置は棚次ら[3]のようにインジェクタ直下に置くパターンや，安富ら[4]のように燃焼器中流に置くパターンなどが考えられる．燃焼器内部では上流に置くほど混合効果は大きく圧力損失も小さいと言えるが，燃焼器材料の Inco625 融点（1650-1700 K 程度）を超えるような局所高温部がある箇所には設置できない．この場合は縮流部などを経て，ある程度均一化が進んだ場所に設置するということになる．重要な設計パラメタとして，タービュランスリ
ングの内径が挙げられる．これを小さくするほど混合効果は高まるが，同時に流路圧損にもつながる．ここではまず，図４のように縮流部下流に設置することを第一候補とし，内径の違いによるミキシング効果を検討する．なお，初期条件としては図５のようにコア流 1200 K，壁面近傍で500 K の凍結流が存在するものとし，以降燃焼反応は進展しないものとして計算する．詳細条件については稲積修論[5]を参照されたい．
結論としては，図６に示すように内径 22 mm のリングによりかなり温度差の小さい燃焼ガスを生成できる可能性が示唆された．一方で，内径 22 mm のリングでは圧力損失 0.2 MPa となるため，タービン入り口圧力を定格の 1.35 MPa とするには GG 燃焼圧はより高く設定する必要がある．

25

図４ タービュランスリング挿入位置

図５ 初期条件

図６ リング内径とガス温度差の関係

図７ リング内径と圧損の関係

５．結言
本研究において以下の結論を得た．
(1) 燃焼器中流部では最大 1700 K 程度の Hot Gas が生じている．
(2) 縮流部下流に内径 22 mm のタービュランスリングを置くことで，温度差が数十 K となるようなミキシングを行える可能性がある．
(3) この場合，0.2 MPa 程度の圧力損失が生ずるため，GG 燃焼室圧は定格よりも高く設定する必
要がある．
参考文献
[1] T. Shang and A. H. Epstein, Analysis of Hot Streak Effects on Turbine Rotor Heat Load，J. Turbomach.
Jul 1997，119(3): 544-553.
[2] 田村 他，液体酸素ケロシンロケットの燃焼性能の研究，NAL TR-648，1981[3] 棚次 他，液水/液酸タ-ボポンプ用ガスジェネレ-タ-の開発研究，宇宙航空研究所報告，1980[4] 安富 他，LNG 推進系 LE-8 エンジンの開発，IHI 技報，Vol.50，No.3，2010[5] 稲積，GG-ATR 用ガスジェネレーターにおけるガス温度分布と平準化に関する研究，室蘭工業
大学令和 2 年度修士論文，2021

26

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）
中西 潤 （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，自身のアンバランスから強制振動が発生するので，その振動を低減・抑制するためには，GG-ATR エンジンの軸受にはダンパーが必要である．エンジンの作動中は，温度環境が変化するため，金属の乾性摩擦を利用した WMD の適用が検討されてきた．しかし，
WMD はメッシュの編み方によって特性が変化し易くなるので，本研究では品質管理がより容易な粒子ダンパーの利用が考えられている．本報告では，実機搭載型の粒子ダンパーの要素性能試験を行ったので，その成果について述べる．
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，粒子ダンパー試験装置の CAD 図を示す．粒子ダンパーは地面に固定した芯棒に取り付けられ，真横から加振機で振動を与える．粒子ダンパー用の金属粒子スペースは，実機エンジンの寸法を想定して，外径 54 mm，内径 48 mm，長さ 9 mm の空間に入れられて，バネによって予荷重を与えられて封入される．金属粒子の材質は S440 であり，直径 0.6 mm の球状粒子である．
それら金属粒子は，NTN 株式会社で設計検討され，製造されたものを使用した．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．本研究では予荷重は 17 N と 41 N の二条件で振動試験を行った．

図 1 粒子ダンパー試験装置概念図

図2

粒子ダンパー振動試験装置のモデル図

図 2 に試験装置の加振モデル図を示す．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．図中の m，c，k はそれぞれ，供試体マウント質量，ダンパー減衰係数，及びダンパー27

剛性係数である．x と f はそれぞれ，供試体の変位と加振力である．芯棒が完全に固定されているのであれば，運動方程式は次の式(1)になる．

mx  cx  kx  f(1)

芯棒の剛性は十分大きいものの，実際の試験では，僅かながらも芯棒は振動することは避けられず，芯棒の振動を考慮する必要がある．芯棒の振動を考慮した場合の運動方程式は式(2)で表される．

mx  c  x  x0   k  x  x0   f(2)

ここで x0 は，芯棒の変位である．式(2)に以下の式を代入する．

x  Xˆ eitx  Xˆ eit  
0

(3)

0

f  Fˆ ei t   

とは，供試体と芯棒の変位の位相差，及び供試体変位と加振力の位相差である．ここから式(2)を解くと，ダンパーの剛性係数 k と減衰係数 c は，それぞれ以下の式(4)，式(5)で与えられる．
ˆˆ
Xˆ
FX
Fˆ
cos   m 2  m 2 0 cos   20 cos    
ˆ
ˆ
X
Xˆ
k X
2
 Xˆ 
Xˆ
1   0   2 0 cos 
ˆ
Xˆ
 X 

ˆˆ
Xˆ
FX
Fˆ
sin   m 2 0 sin   20 sin    
ˆ
ˆ
X
Xˆ
c X
2
  Xˆ Xˆ 1   0   2 0 cos  ˆˆ  X 

X



(4)

(5)

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．
本試験では計測された加振力，変位，振動加速度は，Fourier 変換を利用して，剛性係数，減衰係数を評価する．
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は 15000
rpm（250 Hz）前後，二次危険速度は 19000 rpm(316.7 Hz)から 21000 rpm(350 Hz)の範囲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 250 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．図 3 に粒子ダンパー加
振試験の加振力，供試体振動加速度の時間履歴を示した．それらの時間履歴データは Fourier 変換し周波数分析をして，性能評価に必要な振幅と位相を評価する．

28

図 3 振動試験における加振力（左）と振動加速度（右）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．
図 4 に予荷重 17 N 時の減衰係数と剛性係数を示し，図 5 には 41 N 時のそれらを示す．
3000

50micron

2500

10

80micron

剛性係数 [kN/mm]

減衰係数 [ N s/m ]12

20micron

2000
1500
1000
500

8
6
20micron4

50micron20

80micron

0
225

250

275

300

325

350

375

225

250

275

300

325

350

375

振動周波数 [ Hz ]振動周波数 [Hz]図 4 予荷重 17 N 時の粒子ダンパー減衰係数（左）と剛性係数（右）6020micron

14000

50micron

12000

80micron

10000

8000
6000

50

剛性係数 [kN/mm]

減衰係数 [Ns/m]

16000

4000

20micron40

50micron30

80micron

20
10

2000
0

0

225

225

250

275

300

325

350

250

275

300

325

350

375

375

振動周波数

振動周波数 [ Hz ][Hz]

図 5 予荷重 41 N 時の粒子ダンパー減衰係数（左）と剛性係数（右）粒子ダンパーを GG-ATR エンジンに適用する場合，減衰係数は 1500 Ns/m 程度確保されていることが望まれている．しかし今回の粒子ダンパー試験結果は，振動周波数が 250 Hz の時は振動振
幅が 40 m-pp 以下，350 Hz の時は 20 mm-pp 以下でないと，減衰係数がこの要求水準を満たさなかった．特に 350 Hz，80 m-pp の時の減衰係数は 630 Ns/m 程度であり，要求水準の 40 %程度に留まっていた．一方で，剛性係数は目標値よりも大幅に小さくなっており，予荷重を増加させる

29

ことで要求水準を満たすことが出来る可能性がある．粒子ダンパー予荷重を 41 N に増加すると減衰係数は，いずれの条件でも 1500 Ns/m 以上になっており要求条件を満たすが，剛性係数もまた最大で 54 kN/mm に達し，要求条件より過大になっており，更なる予荷重の調整が必要と考えられる．
今後は，予荷重を 25 N～30 N 付近で調整するのと同時に，粒子の充填量も調整することで，実機搭載の粒子ダンパーの仕様を決定する予定である．
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.
中西，湊，中田，内海“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”日本航空宇宙学会北部支部 2021 年講演会（2021）

30

ロケットエンジン用推進剤の気液二相流動特性の計測○安田 一貴 （工学専攻 博士後期 3 年）
夛田 卓矢 （航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）
椎名 達彦 （生産システム工学専攻 修士 1 年）
山岸 晃己 （生産システム工学専攻 修士 1 年）
アン イ ヨン （生産システム工学専攻 修士 1 年）
中田 大将 （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 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
近年，比較的低コストかつ短いスパンで打ち上げが可能な中小型打ち上げ用ロケットエンジンの推進剤として亜酸化窒素が挙げられる．亜酸化窒素は，常温にて高い飽和蒸気圧を有するため，
自己加圧供給が可能なほか，タンク内で液体として貯蔵が可能なため，システムの簡易性や運用性の観点から，打ち上げ用ロケットエンジンに加え，人工衛星のキックモーターや惑星離着陸用
ロケットエンジンの推進剤としての適用が期待され，世界的に研究開発が進められている[1-3]．
亜酸化窒素をタンクから燃焼器へ供給する場合，減圧沸騰やキャビテーションにより気液二相流を形成することが報告されている[4-5]．ロケットエンジンの性能を詳細に評価，予測するには，推進剤の流動特性を明らかにすることは極めて重要である．そこで本報では，亜酸化窒素が形成する気液二相流の流動特性を明らかにすることを目的として実施した，気泡の可視化高速撮影とボイド率計測の結果について報告する．
２．試験設備と代表的な試験結果
各種試験は本学が有する白老エンジン実験場にて実施した．使用した試験設備の配管系統図を図１に示す．上下反転状態にて設置したボンベから液相の亜酸化窒素（または代替流体としての
二酸化炭素）を一度タンクに充填し，バルブを切り替えることでハイブリッドロケットエンジンのインジェクタや燃焼器に供給している．また，別途タンク頂部からガス窒素を供給しタンク内を加圧することで，液相の亜酸化窒素に関する流動特性の評価も実施している．
代表的な試験結果として，インジェクタ上流に設置した可視化管を撮影した様子を図２，各部
圧力履歴を図３に示す．可視化管は繰り返し使用したことにより内壁にひび割れがみられるが，内部を流動する亜酸化窒素の可視化は問題なく実施することができた．ガス加圧供給の場合，気泡を含まない透明な液単相流が供給されていることがわかる．一方で，自己加圧供給の場合，微細な気泡を無数に含んだ白濁した気液二相流が流動する様子を確認した．
図３で取り上げた亜酸化窒素の流し試験では，初期タンク圧が 3.8 MPa であり，自己加圧供給を開始すると同時に圧力が単調減少している．これに伴って，インジェクタ上流圧も同様の傾向を示している．

31

図１ 試験設備配管系統図[5]

供給前

ガス加圧供給自己加圧供給図２ 可視化管内を流動する亜酸化窒素の気液二相流の様子[5]図３ 亜酸化窒素の自己加圧供給試験における各部圧力履歴32

３．気液二相流の流動特性計測
３－１．可視化高速撮影
本項では，気液二相流の流動特性把握において重要な気泡流速を計測するために実施した可視化高速撮影について報告する[6]．撮影に用いた高速度カメラや光源，可視化管のレイアウトを図４に示す．高速度カメラは，シャッタースピード：1/500,000 s，撮影速度：100,000 fps，解像度：
256×160 pixel として撮影を行った．
図５に示した代表的な高速撮影結果より，可視化流路の内壁近傍を流れる気泡を可視化することに成功した．また，連続した画像ペアを用い PIV 解析を実施した結果を図６に示す．得られた
速度ベクトル分布より，気泡流速は瞬時値で 9-12 m/s であり，管路軸方向の速度成分が顕著であることが明らかになった．加えて，時系列 PIV 解析を実施することで，解析対象とした亜酸化窒素流し試験における平均気泡流速は 10.2 m/s であることがわかった．

図４ 可視化高速撮影のレイアウト[6]図５ 二相流高速撮影結果[6]図６ 速度ベクトル分布[6]３－２．ボイド率計測
一般に，気液二相流における平均密度 ρtp は式(1)にて定義されるため，式(2)で示されるボイド率 α（気相の体積分率）も，気泡流速と並び極めて重要なパラメータである．
𝜌𝑡𝑝 = 𝛼𝜌𝐺 + (1 − 𝛼)𝜌𝐿
𝛼=

𝑉𝐺
𝑉𝐺 + 𝑉𝐿

33

(1)
(2)

本研究では，供給流路内を流れる気液二相流の静電容量を実測し，各相の比誘電率の差を用いることで，ボイド率を推算している．静電容量型ボイド率計の概観図を図７，代表的な計測結果を図８に示す．[5] 静電容量の実測結果から，下記の試験条件では供給に伴って静電容量は減少
傾向，すなわちボイド率は非定常に増加し，0.2-0.4 程度となることが明らかになった．

図７ 静電容量型ボイド率計[5]図８ 代表的な静電容量計測結果[5]４．まとめと今後の展望
本報では，ロケットエンジン用推進剤のひとつである亜酸化窒素が形成する気液二相流をターゲットとし，流動特性を明らかにすることを目的として実施した，二相流可視化高速撮影とボイド率計測の代表的な結果について報告した．
今後は，温度条件や圧力条件を変化させた流動特性を評価するほか，気液二相流とロケットエ
ンジンの燃焼および推進特性に関する評価も実施する予定である．
参考文献[1] G. P. Sutton, O. Biblarz, “Rocket Propulsion Elements, 9th ed.,” 2016.
[2] M. Kobald et al. “Hybrid Experimental Rocket Stuttgart: A Low-Cost Technology Demonstrator,”
AIAA Journal of Spacecraft and Rockets, 55(2), 2018, pp.484-500.
[3] A. A. Chandler et al. “Feasibility of Single Port Hybrid Propulsion System for a Mars Ascent
Vehicle,” Acta Astronautica, 69(11-12), 2011, pp.1066-1072.
[4] K. Yasuda et al. “Fundamental Study on Injector Flow Characteristics of Self-Pressurizing Fluid for
Small Rocket Engines,” Jounal of Fluid Engineering, Vol.143, 2021, 021307.
[5] 安田一貴，自己加圧式ロケットエンジン用液体推進剤の流動特性に関する研究，室蘭工業大学令和 2 年度博士論文，2021．
[6] 夛田卓矢 他，N2O の自己加圧供給による気液二相流の可視化，日本航空宇宙学会北部支部
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，JSASS-2021-H015，2021 年 3 月
18-19 日，オンライン．

34

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）
清水 建登 （航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）
曽田 直希 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 1 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．本研究では模擬推薬を用いた液排出実験を行う．得られた結果を使用し，タンク内熱流動を考慮した加圧ガス供給方式による液体排出特性を CFD 解析により再現することを目標とす
る．

図 1 推薬供給系

図2

LOX タンク

２．模擬推薬の排出実験試験タンク内部温度の計測点(1)を図 3 に示し，数字は下から順としている．実験の配管系統を
図 4，実験条件 A，B を表 1 に示す．また 0.2 L/sec は現在の実機対応流量となっている．

35

極低温推薬タンク内熱流動挙動を検証するために模擬推薬を用いた実験を実施した．本実験では超音速無人実験機の実寸大の試験タンク(直径 216.3 mm，全長 311.3 mm，充填容量 8.8 L)を使用した．試験タンクの材質は SUS304 とした．また外からの入熱を軽減するため，外側に断熱材を設けた．模擬推薬には飽和温度が液体酸素と近く，かつ安全性を考慮し液体窒素を用いた．加圧
ガスにはヘリウムガスを使用した．液体窒素は自己加圧式液体窒素容器から試験タンク内部に充填した．充填完了後，ヘリウムガスでタンク内部の加圧を行い，液体窒素の排出を開始した．
液 排 出 時 に タ ン ク 内 部の 圧 力 を 保 持 す る た めに 調 圧 を 行 っ た ． 調 圧シ ス テ ム に は PLC（Programmable logic controller）を用い，圧力計の計測値が目標圧力の下限値に達すると電磁弁が開き，上限値に達すると電磁弁が閉じることによる Bang-bang 制御を用いて調圧した(2)．
計測項目は試験タンク内部の流体温度（16 点），外壁温度（3 点），試験タンク内部圧力，加圧
ガス流量，加圧ガス温度，液排出温度とした．温度計測には T 型熱電対(シース外径Φ0.5 mm)を用いる．またデジタル台ばかりを使用し，液体窒素の液排出流量を重量の変化量から算出する．

図3

温度計測点

図 4 配管系統

表 1 実験条件
Flow rate [L/sec]

A

B

0.3

0.2

Target Pressure [MPa]0.2Upper Limit [MPa]0.205

Lower Limit [MPa]0.195

Upstream Pressure [MPa]0.4３．解析手法
実験条件それぞれの解析条件を表 2 に示す．表には実験結果から得られた値の平均を記している．実験でのタンク内熱流動挙動を汎用熱流体解析ソフト ANSYS FLUENT を用いて求める．気液二相流を再現するために VOF 法を用いて，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36

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
況をシミュレートする．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．また相変化は考慮していない．さらに密度，比熱，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．

表 2 解析条件
Flow Rate

Helium Temperature[L/sec]

[K]

A

1.71

291.49B

0.95

290.37４．温度分布の時間変化の比較および考察
実験と解析の結果を比較する．条件 A のタンク上部の温度変化を図 5，タンク下部の温度変化を図 6 に示す．同様に条件 B の温度変化を図 7，図 8 に示す．比較対象は，排出口近くの温度分布とする．グラフの点は実験結果であり，実線は解析結果である．
実験結果 A，B と解析結果 A，B のグラフから，温度が 80 K 未満に保たれているタンク下部(OLT1-4)では，この時点での温度計測点が自由表面より下にあることがわかる．しかし，両者を比較してみると，解析結果は実験結果よりも温度が高く，温度が上昇し始める時間が早いことが確認できる．
図 5 と図 7 のグラフを見ると，実験結果 A，B と解析結果 A，B どちらも液体が排出されるときと同時にタンク上部(OLT5-8)の温度が上昇している．これは流入するヘリウムガスが室温に保たれているため液体窒素との温度差が非常に大きい．このことから排出を開始したと同時にヘリウムガスが流入するため温度が上昇すると考える．
タンク内上部を比較すると，実験結果 A，B では液体排出直後に温度上昇が緩やかであるのに対し，解析結果 A，B では温度の上昇量が急であることがわかる．タンク底部でも同様のことがグラフから確認できる．このことから，解析結果は実験結果よりも気相が加圧ガスの温度に影響
しやすいことがわかる．原因として解析には液体窒素の相変化を考慮していない事が挙げられる．
液体窒素の相変化には熱を吸収し，周辺の温度を下げる効果がある．よって，実験では液体窒素が気化した時に吸収される熱と気化した窒素ガスが加圧ガスと混合することにより，温度が下がっている．そのため実験と解析で温度の差が生まれていると考えることができる．
条件 A と条件 B の解析結果に注目すると，実験では 80 K 付近で一定で保たれている．解析では気相での温度が急上昇していること．液相では温度が概ね一致していることから今回の解析では，排出流量に関しては解析結果にあまり影響しないことがわかった．

37

図 5 実験条件 A タンク上部の温度

図 6 実験条件 A タンク下部の温度

図 7 実験条件 B タンク上部の温度

図 8 実験条件 B タンク下部の温度

５．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．液相では概ね一致したが，気相において，実験結果と解析結果に良好な一致を得ることができなかった．
上記不一致の原因として，相変化を考慮していないことが考えられる．液体が気化する場
合，周りの温度を下げる効果があり，解析で得られた温度の急上昇が軽減されるものと予想される．
今後の課題として解析で相変化を考慮した解析を行う．さらにより厳密な評価を行うため，三次元解析モデルの構築を行う．
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．

38

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 1 年）
穴田 蒼輝 （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]．しかし水はアルコールに比べ表面張力が非常に大きいため，実機タンクに同じ形状の金属メッシュ，
内部デバイスを用いたとしてもガス巻き込みを抑制することはできない．したがって，本研究では実機燃料であるエタノールに物性が近く，扱いが容易で，水と比較して表面張力が小さいイソ
プロパノール（IPA）を用いる．IPA を用いて金属メッシュを評価するために，内部デバイス内部の流体解析を行う．そして，実寸大試験タンクでの液排出実験を行い，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目的とする．

２．理論及び手法
２－１．ガス巻き込み抑制の理論
加圧ガス巻き込み抑制機構は液体の表面張力を利用する．金属メッシュがガス巻き込みを抑制するメカニズムを図1に示す．金属メッシュが濡れると液体の表面張力で液膜が生成される．この液膜が破壊されるときの圧力をバブルポイント圧といい，次式で表される．

𝑃𝐵𝑃 =4𝛾 cos 𝜃𝐷𝑃(1)

𝑃𝐵𝑃はバブルポイント圧，𝛾は表面張力，𝜃は接触角，𝐷𝑃 はメッシュ径を表す．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可能となる[2]．このときの静圧差を∆𝑃とする．

𝑃𝐵𝑃 > ∆𝑃

(2)

∆𝑃 = 𝑃𝐺 − 𝑃𝐿

(3)

39

𝑃𝐺は加圧ガス圧力，𝑃𝐿 は内部デバイス上側ノズル内圧力を示す．

図1 メッシュに形成される液膜に作用する力
２－２．金属メッシュと内部デバイスの形状の決定
液排出時の内部デバイス内部の流体解析とバブルポイント圧計測試験を行う．解析結果から∆𝑃 を，バブルポイント圧計測試験の結果から𝑃𝐵𝑃 を求め，式(2)を満たすことを確認する．
バブルポイント圧計測試験の方法は，金属メッシュを接着したステンレスパイプを含む実験装
置全体を電子天秤の上に置き，IPAをステンレスパイプに供給する．液膜を保持できる質量を計測し，式(4)から𝑃𝐵𝑃 を算出する．

𝑃𝐵𝑃 =

4𝑚𝑔
𝐷2𝜋

(4)

𝑚はIPAの質量，𝐷はステンレスパイプの内径を表す．図2に試験概要を示す．

Stainless pipe
MeshElectronic balance

Beaker

図2 バブルポイント計測実験装置
表1に635/4300メッシュの金属メッシュを6枚以上重ねて行ったバブルポイント圧計測試験の結果を示す．7枚以上重ねた場合の𝑃𝐵𝑃 は実際に製作した内部デバイスの∆𝑃と比較して大きな値となる．
表1 バブルポイント試験結果

Number of meshes
678Mass [kg]0.00750.01220.0164

𝑃𝐵𝑃 [Pa]

1911

3109

4179

40

本研究では綾畳織とよばれる金属メッシュ（東田金網株式会社）を利用する．他の種類の金属メッシュと比較して，メッシュ径𝑑をより小さくすることができる．つまり，式(1)より𝑃𝐵𝑃の値を大きくすることが可能なため，より少ない枚数で式(2)を満たすことができる．

２－３．配管系統
図3に本実験系統を示す．IPA充填前に内部デバイス内部における空気の滞留を防ぐために試験タンク内を真空排気する必要がある．IPAを充填後，GN2ボンベ2から供給されたGN2は試験タンクを加圧し，タンク下流に設けたバルブを開くことで液排出を行う．計測項目はタンク内圧，タンク内温度，排出液の体積流量とする．体積流量は超音波流量計（株式会社ソニック，SLF100）を用いて計測する．

図3 試験系統
２－４．排出試験方法
図4に示すように，内部デバイスを透明ポリ塩化ビニルで製試験タンクに装着する．内部デバ
イスは内部の流体の挙動の観察を容易にするため，透明なガラスと塩ビで製作する．内部デバイスの外観を図5に示す．実験は加圧値を0.3 MPaにし，バルブにより流量を変化させ，ガス巻き込
み抑制かつ実機相当流量0.6 L/sを達成可能か確認する．メッシュでの圧力損失が大きいことに起因するガス巻き込みの発生および流量の減少を防ぐために，今年度は上側ノズルのみに金属メッシュを装着する．

GN2

IPA

Mesh

Lower nozzle

Upper nozzle
The propellant management device

図4 試験タンク

図5 内部デバイス

41

３．結果と考察
初めに，金属メッシュを7枚重ねた状態で実験を行った．加圧値0.3 MPaでタンク下流バルブの開度を約45 °として，液体を排出した．この場合の平均体積流量は0.23 L/sでガス巻き込みが発生した．原因はノズルの工作精度が実際の形状と数値解析モデルとの違いを生じたことによる圧力損失の増加であると考えた．数値解析モデルでのノズル断面形状は円であるが，実験で用いたノズルの断面は扁平していたため，実際の∆𝑃は解析で求めた∆𝑃と比較して大きな値となった可能性があった．
したがって，次に，加圧値を0.3 MPaとして，金属メッシュを8枚重ねた状態で実験を行った．
図6にタンクおよび内部デバイス内流動挙動を示す．なお，黒線は液面位置を表す．

Liquidsurface

14 s

43 s

77 s

図6 液排出実験結果（内部デバイス内液体挙動）
図6よりガス巻き込みが抑制されることがわかったが，平均体積流量は0.23 L/sとなり，実機相
当流量0.6 L/sでの液排出は未達成という結果になった．
流量0.6 L/sを達成するのに必要な加圧値を推測するため，0.25 MPa，0.2 MPa，0.15 MPa，0.1
MPa，0.05 MPaで加圧した場合の平均体積流量を求めた．結果を図7に示す．

図7 実機相当流量 0.6 L/sを満足するタンク加圧値の予測42図7より，0.6 L/sを達成するには試験タンク内を0.35 MPa以上で加圧する必要があることがわか
った．

４．結言
本研究では小型超音速実験機オオワシ2号機燃料タンクにおける加圧ガス巻き込み抑制機構を確立させるため，流体解析とバブルポイント圧計測試験の結果から金属メッシュの選定を行った．また，金属メッシュを8枚上側ノズルに接着した内部デバイスの性能をエタノールの物性に近いIPAを用いた排出試験で評価した．実験の結果，ガス巻き込みを抑制したが，実機相当流量
での液排出は未達成である．
内部デバイスの確立に今後必要な改善策として，①加圧値を上げ，実機相当流量を達成するためにステンレス製試験タンクを用いて排出試験を実施する．②今回用いた金属メッシュにおける圧力損失を実験・解析から導き，下側ノズル供給口にも金属メッシュを取り付けた状態でガス巻
き込み抑制かつ実機相当流量での液排出を可能とする．などを考えている．

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]飯田千里，長島隆一，今野彰，塩冶震太郎，石田光昭，鈴木寛，安沢真一：衛星用表面張力型
タンク，1985．

43

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）

宮本 勝也 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
重清 智大 （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]．2019 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ノーズ形状の修正，第二ボトルネックの搭載，および角台形状の修正を試み，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 およびインテーク開口
比 100 %において M2011 基本形状に比して 25 ％（110 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，インテーク開口比 100 %であれば目標マッハ数 2.0 に到達でき，開口比 0 %の場合は何らかの別途の方法でマッハ 0.3 まで加速した後に機上推進器を作動させることによってマッハ 2.0 に到達できることが予測された[2]．
風試におけるインテーク開口比 100 %が実機推進器のどのような作動状態に対応するか不明である事から，安全を見て，開口比 0 %でも十分な推力余裕を達成することが望ましい．そこで 2020
年度は，インテーク開口比 0 %においてさらなる遷音速抗力低減を狙って，ノーズから後端までの胴体全体の断面積分布をエリアルールに基づいて調整するとともに，角台形状のさらなる調整，およびインテーク後端形状の調整を試みる．

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
図２ M2011 基本形状の推力余裕マップ

ンテークは省略している．
）
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44

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．

図３

FY2018 形状（ARNose-C，Bottleneck7，Fuselage extension, and Intake）●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形状のノーズをシアーズハーク曲面に沿う形状（SHNose-C）に換え，第二Bottleneckを付加，さらに角台バルジおよび角台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４ FY2019形状（SHNose-C，Bottleneck7，Fuselage extension，Second bottleneck，Tail mount bulge
1，Tail mount rear cap, and Intake）
２－２．2020年度の形状修正●角台バルジ２：

2019年度に提案した図５の角台バルジ１（Tai mount bulge 1）に代わるものとして，図６の円弧くさび形状の角台バルジ２（Tail mount bulge 2 ）を提案する．その輪郭円弧の曲率半径をパラメトリックに変化させながらCFD解析を実施したところ，曲率半径が大きいほど
圧縮波集積緩和によって全機抗力が低減されることが予測された．しかしその効果は曲率半径が大きくなると頭打ちになることから，形状修正による体積増加に対する全機抗力低減の効果−∆𝐶𝐷 /∆𝑉が最大となる曲率半径を選定した。

45

図５ 角台バルジ１（2019 年度提案済み）

図６ 角台バルジ２●エリアルール胴体： Nicolicの簡略化エリアルール[3] に基づき，ノーズから後端までの胴体全体の断面積分布を調整する．図７に示されたボトルネック部分の曲率半径（赤線）と胴体の最大幅（緑線）を設計パラメータとし，これらを種々に変更しながらCFD解析を行ったところ，曲率半径および胴体幅が小さいほど全機抗力が低減されることが予測された．そこで，曲率半径および胴体幅の低減による体積減少に対する抗力低減の効果∆𝐶𝐷 /∆𝑉が最大となる形状を選定した。

図７ エリアルール胴体の形状定義●インテーク後端の形状修正：

胴体や角台の後端と同様に，インテーク後端においても底面抗力を防ぐための形状修正が効果的と考えられる．そこで，図８のType 1および2の形状修正を試み
る．その形状は図９の3つの長手寸法で定義され，これらの寸法をパラメトリックに変えながら
CFD解析を実施し，全機抗力係数を最小化する寸法を選定した．

(a) FY2019形状(b) Type 1(c) Type 2

図８ インテーク後端の修正形状(a) Type 1(b) Type 2
図９ インテーク後端形状の定義

以上の形状修正をすべて適用したFY2020形状の概観を図１０に示す．

46図１０ FY2020形状（Area-ruled fuselage, Fuselage extension, Tail mount bulge 2, Tail mount rear cap,and Intake type-2）
３．風洞試験とその結果
JAXA/ISASの遷音速風洞において，風洞試験による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%である．取得された全機抗力データを図１１に示す．FY2019
形状と比較してFY2020形状は，マッハ1.1以上の領域で特に抗力低減効果が大きいことが判る．設
計マッハ数1.1において M2011基本形状と比較して23 %（102 counts）の抗力が低減されている．
0.05

Intake 0%-open
M2011Nose-C形状（推進機器無し）
0.04
FY2018形状

Drag Coefficient

0.045

0.035

FY2019形状

0.03

FY2020形状

0.025
0.02
0.015
0.7

0.8

0.9

1

1.1

1.2

1.3

M2011
Mach No.
ARNose-C, Bottleneck7, Extended Fuselage, Intake(0%open)
SHNose-C, Bottleneck7, ExtendedFuselage, TailmountBulge1, TailmountRearcap1, Intake(0%open)
ARFuselage, TailmountBulge2, TailmountRearcap1, IntakeType2

図１１ 各形状の全機抗力に関する遷音速風洞試験の結果
風洞試験においては，今回提案された形状修正項目それぞれの効果も計測した．インテーク後端の形状修正の抗力低減効果は，設計マッハ数1.1において9 countsと小幅であった．風洞試験における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は大きく変わることが図１２の通りCFD解析から予測された．従って，インテーク後端形状修正の効果は風洞試験では正確に評価できないことが判る．

(a) 模型支持スティング無し(b) 模型支持スティング有り

図１２ 模型支持スティングの有無による圧力分布の違いに関するCFD解析結果

47

４．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，オオワシの飛行性能を予測する．形状修正による体積変化に比例させて質量変化を考慮する．FY2020形状（エリアルール
胴体．角台Bulge2，角台後部キャップ，Intake type-2，インテーク開口比0 %）の場合，最高到達マ
ッハ数は2.25，マッハ2到達時の残存燃料は10.3 kgと予測された．
５．まとめ
第二世代小型超音速飛行実験機オオワシの推進機器を含む実機飛行形状について，インテーク
開口比0 %における遷音速抗力低減を狙って，ノーズから後端までの胴体全体の断面積分布をエリ
アルールに基づいて調整するとともに，角台形状のさらなる調整，およびインテーク後端形状の調整を試みた．それぞれの形状をパラメトリックに変えながらCFD解析を実施し，全機抗力を最も低減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，設計マッハ数1.1
においてM2011基本形状に比して23 %（102 counts）の抗力が低減され，飛行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．一方，風洞試験における模型支持スティングの存在によってインテーク後端の底面負圧が正確に評価できないことが判明した．実機の底面負圧はエンジン排気によっても変わるものと推測されることから，エンジン排気を含むCFD解析によって評価する必要がある．
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）．関係各
位に謝意を表する．
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，三尾太一，小葉松怜，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機の遷音速抗力低減（ノーズ形状，第二ボトルネック，および角台形状の効果）」，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.48-51．
[3] V. R. Nikolic and E. J. Jumper, “Two Simpliﬁed Versions of Supersonic Area Rule,” Journal of Aircraft,
pp.551-555, Vol. 42, No. 2, March-April, 2005.

48

小型超音速飛行実験機の姿勢変化角速度による動的空力メカニズム（風試と CFD 解析における流れの可視化）

本田 敦也（航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
原口 柊太（航空宇宙システム工学コース 4 年）
川鍋 龍斗（航空宇宙システム工学コース 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，亜音速風試によって計測評価してきた[2-6]が，その発生メカニズムは未解明である．矩形翼やその変形であるテーパー翼，楕円翼，等については，翼型の空力特性を翼幅方向に積算することによって主翼全体の空力特性を説明する古典理論[7, 8]が有効であるが，オオワシのクランクトアロー主翼では前縁剥離によって主翼上方に生ずる大規模渦構造によって種々の空力特性が発生するものと考えられ，
流れ場の詳細な観察・分析が必要である．そこで，オオワシのクランクトアロー主翼による渦流れの空間的構造と動的空力特性発生メカニズムを明らかにすることを目指して，前年度[9]に引き続き，低速風洞試験におけるスモークワイヤ法[10]による流れの可視化，および同等条件の CFD
解析とその結果の可視化を実施する．ヨー運動について主に Nose-A 形態を，ロール運動について
主に Nose-C 形態を対象とする．
２．スモークワイヤ法による流れ場の可視化
室蘭工大の小型低速風洞の吹き出し口に図１の通りニクロム線（φ0.26 mm）を張り，流動パラ
フィンを塗布し，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．ニクロム線を任意の位置・角度に設置できるよう，吹き出し口の周囲に取付溝を設けている．高速度ビデオカメラとして，株式会社フォトロン製 FASTCAM Mini AX200（最大解像度 1024
×1024 ピクセル，最大解像度での最大フレームレート 6400 fps）2 個をレンタル利用し，図２の通り機体模型の後方，後ろ上方，または側方から撮影する．

図１ スモークワイヤ法による煙流線の生成

図２ 高速度ビデオカメラの設置

３．ヨー運動による空力微係数，流線，および表面圧力分布
右ヨーレートを伴う風試における空力微係数計測値および煙流線，ならびに同等条件の CFD 解
析による空力微係数推算値，流線，および機体表面圧力分布を図３～図１１に示す．流線および圧力分布はヨー角 0[deg]付近の時点のものである．迎角は一貫して 0 °である．

49

３－１． 𝑪𝒍𝒓
図３は Nose-A 形態について風試および CFD 解析による𝐶𝑙𝑟 の計測値・推算値であり，無次元ヨーレート𝑟̂ > 0.002 の範囲で𝐶𝑙𝑟 は負になっている．図４は CFD 解析によって推算された機体構成
部位の𝐶𝑙𝑟 への寄与であり，主翼および垂直尾翼が負方向への主要因となっている．図５は無次元
右ヨーレート𝑟̂ = 0.0067 における風試による煙流線であり，(a)に比して(b)ではスモークワイヤ位
置を下げている．(a)において，主翼上の流線が左翼に比べて右翼で大きく揺らいでいることがわかる．
これは，(b)に見られるように主翼前縁付近を通過した流れが剥離して主翼上で渦を生成し，上方の流れを押し上げていると考えられ，左翼よりも右翼上面で渦が強くなっているものと考えられる．図６は同等条件での CFD 解析による主翼上面の圧力分布であり，左翼に比べて右翼で青系の低圧部分の面積が広い．これらを総合すると，Nose-A 形態については，右ヨーレートによって右主翼上面の渦が強くなり，その結果右主翼上面の圧力が下がって，左ローリングモーメントが発生することから，𝐶𝑙𝑟 < 0 となるものと推察される．
1
0.5

0
-0.5
胴体
主翼
水平尾翼
垂直尾翼＋角台

-1

-1.5
-2

0.00070.00120.00230.0047

̂

0.0067

図３ Nose-A 形態について風試および CFD 解

図４ Nose-A 形態について CFD 解析によって推析による 𝐶𝑙𝑟 の計測値・推算値（迎角 0 °）

算された機体構成部位の𝐶𝑙𝑟 への寄与（迎角 0 °）(a) From top.
(b) From back.
図５ Nose-A 形態について風試による右ヨ図６ Nose-A 形態について CFD 解析による右ヨーレート𝑟̂ = 0.0067 における煙流線（迎角ーレート𝑟̂ = 0.0067 における主翼上面の圧力分布0 °）．(a)よりも(b)では流線発生位置が低い．

（迎角 0 °）．

３－２．𝑪𝒏𝒓 （ヨーダンピング）
図７は，Nose-A 形態について風試および CFD 解析による𝐶𝑛𝑟 の計測値・推算値であり，無次元
ヨーレート𝑟̂ > 0.002 の範囲で𝐶𝑛𝑟 は正になってロールダンピングが劣化している．図８は同等条
件の CFD 解析によって推算された機体構成部位の𝐶𝑛𝑟 への寄与であり，垂直尾翼が正方向への主要因となっている．図９は無次元右ヨーレート𝑟̂ = 0.0023 における風試および CFD 解析による流線である．風試による流線では垂直尾翼の左右で大きな差は見られないが，CFD 解析による流線
では，右側に比べて左側での流線間隔が狭くなっている．以上を総合して，Nose-A 形態でヨーダ
ンピングが劣化する原因は，右ヨーレートによって垂直尾翼の左側面で流速が高まり圧力が減じ，これによって右ヨーイングモーメントが発生するためと推察される．

50

4

胴体
主翼
水平尾翼
垂直尾翼＋角台

3

Cnr

2
1

0
-1
-2
0.00070.00120.00230.00470.0067

図７ Nose-A 形態について風試および CFD 解

図８ Nose-A 形態について CFD 解析によって推析による 𝐶𝑛𝑟 の計測値・推算値（迎角 0 °）

算された機体構成部位の𝐶𝑛𝑟 への寄与（迎角0 °）(a) 風試による煙流線(b) CFD 解析による流線

図９ Nose-A 形態の右ヨーレート𝑟̂ = 0.0023 における機体周りの流線（迎角 0 °）
図１０は風試による Nose-A 形態および Nose-C 形態の𝐶𝑛𝑟 計測値[5]であり，無次元ヨーレート𝑟̂
> 0.001 の範囲で 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る．
図１１は無次元右ヨーレート𝑟̂ = 0.0067 における風試による煙流線である．Nose-A 形態に比べてNose-C 形態では機軸上を通ってきた流線が垂直尾翼の右側に回り込んでおり，垂直尾翼の右側面
で流線の間隔が狭まっている．このことから，Nose-A 形態に比べて Nose-C 形態では，右ヨーレ
ートによって垂直尾翼の右側で流速が高まり，垂直尾翼右面の圧力が減じて左ヨーイングモーメ
ントが発生し，ヨーダンピングが強まっているものと推察される．

(b) Nose-C 形態(a) Nose-A 形態
図１０ 風試による Nose-A 形態および Nose- 図１１ 右ヨーレート𝑟̂ = 0.0067 における風試
C 形態の𝐶𝑛𝑟 計測値（迎角 0 °）[5]による煙流線（迎角 0 °）４．ロール角速度による空力微係数，流線，および表面圧力分布
右ロールレートを伴う動的風試における空力微係数計測値および煙流線，ならびに同等条件のCFD 解析による空力微係数推算値，流線，および機体表面圧力分布を図１２～図１６に示す．流線および圧力分布はロール角 0[deg]付近の時点のものである．

51

図１２は Nose-A 形態および Nose-C 形態についてピッチ角 10 °における風試による𝐶𝑙𝑝 の計測値であり，Nose-A 形態に比べて Nose-C 形態では無次元ロールレート𝑝̂ > 0.005 の範囲でロールダンピングが劣化している．図１３は Nose-C 形態について無次元右ロールレート 0.0062（有次元右ロールレート 5.04[deg/s]）および種々のピッチ角における CFD 解析によって推算された機体構成
部位の𝐶𝑙𝑝 への寄与であり，主翼がロールダンピングの主要因となっている[9]．
図１４は無次元右ロールレート 0.0062（有次元右ロールレート 5.04[deg/s]）および種々のピッチ角における Nose-C 形態について風試および CFD 解析による流線である．どのピッチ角においても，主翼前縁付近での流線の持ち上がりや主翼上面での流線の渦巻きが，左主翼に比べて右主翼のほうが激しく，右主翼上面の渦が強まっていると考えられる．一般に渦の中心では流速が大きくなり圧力が減ずることから，右主翼上面圧力が減じて左ローリングモーメントすなわちロー
ルダンピングが生じていると考えられる．図１５は，同条件の CFD 解析による主翼上面圧力分布である．青系の低圧部分の面積が左主翼より右主翼において大きく，これによって左ローリングモーメントすなわちロールダンピングが生じていると考えられる．

図１２ Nose-A 形態および Nose-C 形態についてピッチ角 10 °における風試による𝐶𝑙𝑝 の推算値(a) 風試(b) CFD 解析(a) θ = 5.0 deg

図１３ Nose-C 形態について CFD 解析
によって推算された機体構成部位の𝐶𝑙𝑝への寄与[9]．ロールレート𝑝̂ = 0.0062．

(a) 風試(a) 風試(b) CFD 解析(b) θ = 10.0 deg(b) CFD 解析(a) 風試．
(b) CFD 解析．
(c) θ = 15.0 deg(d) θ = 20.0 deg
図１４ Nose-C 形態について風試および CFD 解析による流線．右ロールレート𝑝̂ = 0.0062．

52

(a) θ = 5.0deg(b) θ = 10.0deg(c) θ = 15.0deg(d) θ = 20.0deg
図１５ Nose-C 形態について CFD 解析による主翼上面圧力分布．右ロールレート𝑝̂ = 0.0062．
次に Nose 長の違いによる流れの違いを考察する．図１６は，Nose-A 形態および Nose-C 形態についてピッチ角 10[deg]，無次元右ロールレート 0.0237（有次元右ロールレート 19.44[deg]）における風試による煙流線である．Nose-C 形態に比べて Nose-A 形態のほうが，右主翼前縁付近で流線の盛り上がりが大きい．この流線の盛り上がりは主翼上方に発達する渦によるものと考えられることと，渦による主翼表面圧力低下によってローリングモーメントが発生することから，NoseC 形態に比べて Nose-A 形態のロールダンピングが強い原因は，右ロールレートに起因する右主翼の渦の発達が Nose-A 形態でより大きいためと推察される．図１６には，Nose 近辺を通り主翼に至る流線を左側面から撮影した写真も示している．Nose-A 形態に比べて Nose-C 形態では左主翼
前縁で流線が持ち上げられており，左主翼上面で渦が強くなっていると考えられる．これによって左主翼上面に負圧が発生し，右ローリングモーメントが発生することも，Nose-C 形態におけるロールダンピング劣化の一因と考えられる．

(a) Nose-A(b) Nose-C

図１６ 風試によるノーズから主翼に至る煙流線．右ロールレート𝑝̂ = 0.0237．
５．まとめ
小型超音速飛行実験機（オオワシ）動的空力特性の発生メカニズムの解明を目指して，ヨー運
動およびロール運動を伴う風試においてスモークワイヤ法によって流れを可視化するとともに，同等条件の CFD 解析の結果を可視化し，比較検証した．ヨー運動によるローリングモーメント
発生，ノーズ長によるヨーダンピングの違い，ロール運動によるロールダンピング発生，ノーズ
長によるロールダンピング劣化，等のメカニズムを流線密度および機体表面圧力分布の観点から推定した．今後，広範な姿勢変化レートにおいて動的空力メカニズムの検証を進めると共に，2次元 PIV 計測によってさらに詳細に流れ構造を解明する計画である．
６．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53

づいて実施した．
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角速度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角速度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．
[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角速度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角速度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．
[7] Thomas R. Yechout, Steven L. Morris, David E. Bossert, and Wayne F. Hallgren, INTRODUCTION TO
AIRCRAFT FLIGHT MECHANICS, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2003.
[8] 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．
[9] 本田敦也，西田明寛，酒向塁，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機の姿勢変化角速度による動的空力特性（風試と CFD 解析における流れの可視化の試み）」，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.52-55．
[10] 流れの可視化学会編，「新版 流れの可視化ハンドブック」，朝倉書店，1986，pp.273-290.

54

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谷口 友紀 （航空宇宙システム工学コース 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，その試験飛行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，機首引き上げ対気速度，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．そこで，縮小機体の周回飛行および滑走離陸を六自由度シミュレーションによって解き，それぞれの性能を予測する．
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 搭載のフルサイズ機の 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]．その諸元と形状を表１および図１に示す．乾燥重量および慣性モー
メントについては，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）の推力は実測値に基づいて以下の二通りを適用する．


推力は速度に依存せず，29.4，23.5，17.6N の 3 通り．



推力は速度に依存し，対気速度 0 m/s で 30 N，20 m/s で 25N．線形補間および線形補外．
表１ 小型超音速飛行実験機オオワシの諸元
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
1.34660.0304

図１ 縮小機体の形状

２－２．運動方程式
縦および横・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[3]．これを，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，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

55

する．脚反力の向きは機軸に垂直で上向きである．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
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．また，フリーソフト Flightgear の外界表示機能を用いて，解析結果としての機体の位置および姿勢を外界シーナリーの中に機影として表示する． これらシミュレーション環境の外観を図２に示す．入力シーケンスとして操縦桿，ラダーペダル，およびスロットルレバーをリアルタイム
で人力操作しつつ飛行解析プログラムを実行する．解析結果はリアルタイムに機影として外界シーナリー内に目視できるとともに，重心位置，速度，加速度，重心周りの姿勢角，角速度，角加速
度，等が数値データとして記録される．また，Google map の地形データに飛行経路を表示する．

図２ 六自由度飛行シミュレーション環境の外観
２－４．解析条件
周回飛行解析では，機体重量と推力を種々に設定し，大樹町滑走路から離陸し上空を高度 20～
60 m 程度，直線距離 3000 m 程度で周回する飛行を解き，最大飛行速度と周回所要時間を評価す
る．離陸解析では，機体重量，重心位置，および機首引き上げ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き，15 deg のエレベータ操舵によって離陸できるかどうかを評価する．その際，離陸時すなわち脚反力がゼロとなる瞬間のピッチ角が尻擦り角 11 deg より大きい場
合には離陸不可能と判定される．なお，機体重量の値を変える際には，それに比例させて慣性行
列要素の値も変える．
３．解析結果３－１．周回飛行性能
速度に依存しない推力を仮定した場合の飛行経路の例を図３に示す．また，種々の機体重量および推力に対する最大飛行速度および周回所要時間の予測値の例を図４および図５に示す．この結果をばらつきの少ないデータ点で一次近似し，機体重量および推力の二変数関数で線形補外し，最大飛行速度，および周回所要時間を整理したものを表２および表３に示す．また，速度に依存
しない推力による予測と速度依存推力による予測との比較を表４に示す．速度依存推力の場合は最大飛行速度が 20 m/s 程度低くなる，との予測となっている．

56

図３ 周回飛行シミュレーションの解の例（10 回のシミュレーション結果を重ねて表示）
67

Max airspeed[m/s]

Max airspeed[m/s]

66
65
64
63
62

y = -3.0208x + 80.842

61
60

59

4

4.5

5

5.5

6

6.5

7

90
80
70
60
50
40
30
20
10
0

7.5

y = 17.122x + 30.296

1

1.5

2

2.5

3

3.5

Thrust[kgf]vehicle weight[kg](a) 種々の機体重量に対する最大飛行速度（推力 (b) 種々の推力値に対する最大飛行速度（機2 kgf）.
体重量 5 kg）.
図４ 周回飛行シミュレーションによる最大飛行速度の予測
100
90
80
70
60
50
40
30
20
10
0

78

Time of a round[s]time of a round[s]

77
76
75

y = 1.4571x + 66.994

74
73
72

71
70
69
4

4.5

5

5.5
6
vehicle weight[kg]6.57y = -19.124x + 113.84

1

7.5

1.5

2

2.5

3

3.5

Thrust[kgf](a) 種々の機体重量に対する周回所要時間（推力 (b) 種々の推力値に対する周回所要時間（機2 kgf）.
体重量 5 kg）.
図５ 周回飛行シミュレーションによる周回所要時間の予測
表２ 周回飛行における最大飛行速度の予測

表３ 周回飛行における周回所要時間の予測
Thrust[kgf]Thrust[kgf]
1.4

1.6

1.8

2

2.2

2.4

2.6

2.8

3

4.79

56.1

59.5

62.9

66.4

69.8

73.2

76.6

80.1

83.5

86.9

5

54.3

57.7

61.1

65.7

68.0

71.4

74.8

78.2

81.7

85.1

5.25

54.7

58.1

61.6

65.0

68.4

71.8

75.3

78.7

82.1

85.5

5.5

54.0

57.4

60.8

64.2

67.7

71.1

74.5

77.9

81.3

84.8

5.75

53.2

56.6

60.0

63.5

66.9

70.3

73.7

77.2

80.6

84.0

6

52.4

55.9

59.3

62.7

66.1

69.6

73.0

76.4

79.8

83.3

6.25

51.7

55.1

58.5

62.0

65.4

68.8

72.2

75.7

79.1

82.5

6.5

50.9

54.4

57.8

61.2

64.6

68.1

71.5

74.9

78.3

81.8

6.75

50.2

53.6

57.0

60.5

63.9

67.3

70.7

74.1

77.6

81.0

7

49.4

52.8

56.3

59.7

63.1

66.5

70.0

73.4

76.8

80.2

Vehicle weight [kg]Vehicle weight[kg]

1.4

1.6

1.8

2

2.2

2.4

2.6

2.8

3

3.2

4.79

85.4

81.6

77.8

74.0

70.1

66.3

62.5

58.7

54.8

51.0

5

87.1

83.2

79.4

74.3

71.8

67.9

64.1

60.3

56.5

52.6

5.25

86.1

82.3

78.5

74.6

70.8

67.0

63.2

59.3

55.5

51.7

5.5

86.5

82.7

78.8

75.0

71.2

67.4

63.5

59.7

55.9

52.1

5.75

86.8

83.0

79.2

75.4

71.5

67.7

63.9

60.1

56.2

52.4

6

87.2

83.4

79.6

75.7

71.9

68.1

64.3

60.4

56.6

52.8

6.25

87.6

83.8

79.9

76.1

72.3

68.5

64.6

60.8

57.0

53.2

6.5

87.9

84.1

80.3

76.5

72.6

68.8

65.0

61.2

57.3

53.5

6.75

88.3

84.5

80.7

76.8

73.0

69.2

65.4

61.5

57.7

53.9

7

88.7

84.8

81.0

77.2

73.4

69.5

65.7

61.9

58.1

54.2

3.2

表４ 速度に依存しない推力による予測値と速度依存推力による予測値の比較

Constant thrust
Thrust dependingon airspeed

Max thrust[N]Max airspeed[m/s]

29.4
23.5
17.6
30
24
18

81.7
71.4
61.1
61.6
54.7
48.4

57

３－２．滑走離陸性能
機体重量 6 kg，機首引き上げ操舵時の対気速度 15 m/s，重心位置を主翼峰（前脚荷重 11 %）とする場合の結果を図６に示す．時刻 7.6 s 以降のエレベータ操舵によってピッチアップ運動が発生
し，時刻 8.2 s に前脚が地面から離れ，時刻 9.7 s に主脚が地面から離れ，離陸している．離陸時のピッチ角および迎角は 11 deg 程度であり，ぎりぎり尻を擦りながらの離陸である．その後の上昇飛行においてピッチ角は最大 41 deg まで上昇するが，迎角は最大 30 deg 程度である．
次に，機体重量および機首引き上げ対気速度は変えず，重心位置を主翼峰の 2.5 cm 前方（前脚荷重 16.7 %）に変えた場合の結果を図７に示す．時刻 7.5 s 以降のエレベータ操舵によってピッチアップ運動が発生するがピッチレートが非常に小さく，前脚バネが伸びきらないため前脚は地面から離れず，その結果離陸できていない．このように重心位置が離陸性能に敏感に影響することが推定される．これは，機首引き上げ運動すなわち主脚接地点周りのピッチング運動は，重心にはたらく重力によるピッチダウンモーメントと水平尾翼によるピッチアップモーメントの間のせめぎ合いであり，主脚接地点から重心までの機軸方向の距離がピッチダウンモーメントに大きく効くことが原因である．
一方，機体重量 6 kg，重心位置は主翼峰の 2.5 cm 前方（前脚荷重 16.7 %）であっても，機首引き上げ対気速度を増やして 20 m/s とすると，離陸可能な解を得た．これは，対気速度の二乗に比例して水平尾翼による主脚接地点まわりのピッチアップモーメントが大きくなるからである．

(a) 種々の力の履歴(b) ピッチ角，ピッチレート，迎角，およびエレベータ舵角の履歴
図６ 機体重量 6 kg，機首引き上げ対気速度 15 m/s，重心位置は主翼峰（前脚荷重 11 %）の場合の滑走離陸シミュレーションの結果(a) 種々の力の履歴(b) ピッチ角，ピッチレート，迎角，およびエ
レベータ舵角の履歴
図７ 機体重量 6 kg，機首引き上げ対気速度 15 m/s，重心位置は主翼峰の 2.5 cm 前方（前脚荷重 16.7 %）の場合の滑走離陸シミュレーションの結果

58

４．まとめ小型超音速飛行実験機オオワシ縮小機体の大樹町滑走路での離陸後の周回飛行と，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，飛行性能・運動特性を予測した．その結果，周回飛行については，最大飛行速度 49.4~86.9 m/s，周回所要時間
51.0~86.9 s と予測された．滑走離陸については，機体重量 6 kg，機首引き上げ対気速度 15 m/sec
では，重心が主翼峰位置にあれば離陸できるが，重心が 2.5 cm 前方に移動すると離陸できなくなることが示された．また，重心が 2.5 cm 前方にあっても，対気速度を 20 m/sec に上げれば離陸できるものと予測された．
今後は，機体重量，重心位置，機首引き上げ対気速度，等をパラメトリックに変えてシミュレーションを実施し，縮小機体の離陸可否の境界を明らかにする．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.89-92．
[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.93-94．
[3] 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．

59

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

坂本 知洋 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 1 年）
宮腰 貴利 （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は，風洞壁の影響やレイノルズ数の違いなど，実飛行環境とは条件が異なる可能性がある．そこで，実飛行環境に近い試験手法として，乗用車の屋根上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」を大樹町滑走路において実施してきた[1, 2]．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」と呼ばれる[3-5]．先行研究[2]ではオオワシ縮小機体を地面付近に設置するための専用の櫓を製作し車載走行試験を行ったが，櫓の機構上，ピッチ変角によって機体高さが大きく変化していた．そこで本研究では，ピッチ変角による機体高さ変化を低減するようピッチ変角機構を改良し，地面効果の正確な計測評価を目指す．
２．理論と手法
地面効果[3-5]とは，通常の三次元翼において翼端渦による吹き下ろし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．さらに翼型揚力は増加するとされる．
地面効果計測用櫓およびオオワシ縮小機体を乗用車に設置した様子を図１に示す．アルミアン
グル材によって櫓の骨組みを構成し，前後および横方向の剛性を確保するために各部に斜交いとしてアルミ板を配置している．この櫓をルーフキャリアにボルト止めすると共に車体前面に吸盤によって固定する．その前面に CFRP スティングを設置し，その先端に六分力内挿天秤を介してオオワシ縮小機体を設置する．六分力天秤の電気信号は，車内の二次較正器，アンプ，及びデー
タロガーを介し PC に収録され，全機空力データを取得する．
改良されたピッチ変角機構を図２に示す．昨年度はスティング根元（車体前面）でピッチ変角
していたが，今回はスティング先端に設置した回転ベースによってピッチ変角する．これによってピッチ変角による機体高さ変化を低減する．また，主スティングに補助スティング（CFRP 管）
および縦管 2 本をクランプで接続することによって，ピッチ角を保持しピッチ振動を抑える．
スティング長さについては，縮小機体まわりの流れ場に車体の影響が及ばないことが望ましい．
そこで CFD 解析により車体周囲の空気流傾斜角を求めたところ，図３のとおりであった．これより，車体前面から前方に 3.5[m]離せば空気流傾斜角が 0.5[deg]以下に抑えられると予測されることから，スティング長さを 3.5[m]に決定した．

図１ 地面効果計測用の車載走行試験機材の外観

図２ 縮小機体後端付近に設置されたピッチ変角機構

60

図３ CFD 解析によって予測された空気流傾斜角

３．結果と考察
車載走行試験は 2020 年 11 月 10 日～16 日に大樹町多目的航空公園滑走路で実施した．ピッチ
角 0[deg]において地面から機軸までの高さを 40[cm]または 50[cm]に設定した．離着陸時の地面効果を計測するため，
ランディングギアを降ろすとともにフラップ舵角 30 °でも試験を実施した．
３－１．抗力に関する地面効果
本試験で計測された抗力係数値と先行研究[1,2]の車載走行試験で取得された抗力係数値を図４に示す．ここで，2018 年度は車体屋根上に機体を設置して計測，2019 年度は車体前方の地面近傍に機体を設置しスティング根元（車体前面）でのピッチ変角によって計測したものである．理論上は，機体に迎角がつくことで揚力発生に伴って翼端渦が発生するが，地面付近では翼端渦が抑制され誘導抗力が低減するとされている．迎角 0[deg]近傍では，揚力は発生せず，従って誘導抗力も発生しないため，4 つの試験結果が一致するのは当然と言える．迎角 0[deg]近傍以外においては，4 つの試験結果の差異は小さく，地面効果は明瞭には表れていないと言える．
フラップ操舵による抗力係数および揚力係数の変化を図５および図６に示す．フラップ操舵による抗力係数および揚力係数の増加が確認できる．本年度の変角機構においてもピッチ変角によって機体高さは緩やかに変化するが，図６において迎角が変わってもフラップ操舵による揚力係
数増分は変わっておらず，地面効果は表れていない．フラップ操舵による揚力係数増分∆𝐶𝐿 と誘導
抗力係数増分∆𝐶𝐷,𝑖 の関係は，
𝐶𝐷,𝑖 + ∆𝐶𝐷,𝑖 =(𝐶𝐿 + ∆𝐶𝐿 )2
𝐶𝐿 2∆𝐶𝐿 (2𝐶𝐿 + ∆𝐶𝐿 )
=
+
𝜋𝑒𝐴𝑅
𝜋𝑒𝐴𝑅
𝜋𝑒𝐴𝑅
,

∴ ∆𝐶𝐷,𝑖 =∆𝐶𝐿 (2𝐶𝐿 + ∆𝐶𝐿 )𝜋𝑒𝐴𝑅と書けることから，∆𝐶𝐿 が迎角に依らず一定であれば∆𝐶𝐷,𝑖 は𝐶𝐿 の一次関数，すなわち迎角の一次関数で記述できる．これは図５において迎角が大きいほど∆𝐶𝐷,𝑖 が大きくなっている事に符合し，やはり地面効果は表れていない．
文献[5]によれば，地面効果が明確に表れる機体高さは主翼幅の半分程度以下と報告されており，
本研究の縮小機体では 40 cm 程度以下となるが，今回の車載走行試験における機体高さは 40 ない
しは 50 cm であり，地面効果が表れにくい高さであった可能性がある．今後，機体高さをさらに縮めて車載走行試験を実施する必要がある．

フラップ舵角30[deg]フラップ舵角30[deg]フラップ舵角0[deg]フラップ舵角0[deg]図４

車載走行試験によって計測された抗力係数

図５フラップ操舵の有無による抗力係数の比較

図６

フラップ操舵の有無

による揚力係数の比較

３－２．揚力に関する地面効果
本試験で計測された揚力係数値と先行研究[1, 2]の車載走行試験による揚力係数値を図７に示す．
理論上は，地面に近い方が地面効果により揚力係数が増加するとされている．迎角 0[deg]近傍では揚力が発生しないため，4 つの試験結果が一致しているのは当然と言える．2019 年度のデータ

61

については，スティング根元（車体前面）でピッチ変角したことから，迎角が増えると機体高さが非常に大きくなっていることに注意を要する．したがって，図７において，総じて機体高さが低いほど揚力係数が大きくなると言える．
３－３．ピッチングモーメント係数に関する地面効果
本試験で計測されたピッチングモーメント係数値と先行研究[1, 2]の車載走行試験によるピッチ
ングモーメント係数値を図８に示す．回転中心は機体重心（主翼峰位置）である．理論上は，地面効果によって尾翼位置での吹き下ろしが弱まることから，地面に近いほど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．屋根上で計測した 2018 年度に比べて地面近傍で計測した他の 3 つの結果は明らかに小さくなっている．2019 年度のデータについては，
スティング根元（車体前面）でピッチ変角したことから，迎角が増えると機体高さが非常に大きくなっていることに注意を要する．今回の地面近傍の計測でも，迎角が増えると機体高さが緩やかに増え地面効果が弱まるので，その結果として大迎角では屋根上計測と地面近傍計測の結果が一致していると考えられる．以上より，図８において，総じて機体高さが小さいほどピッチンモーメントが小さくなると言える．
2020 h=40cm
2020 h=50cm

2018 (屋根上で計測）

2018 （屋根上で計測）

2020 h=50cm

2019 h=35cm (車体前面でピッチ変角）

2019 h=35cm (車体前面でピッチ変角）

2020 h=40cm

図７ 車載走行試験によって計測された揚力

図８ 車載走行試験によって計測されたピッ係数

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における地面効果について，縮小機体を用いた車載走行試験によって計測評価を試みた．その際，ピッチ変角による機体高さ変化を低減するために，機体後端近く（スティング先端近く）に変角機構を設置した．その結果，以下のことが分かった．
(1) 地面効果による誘導抗力の減少は明確には表れなかった．
(2) 地面効果による揚力増加と全機ピッチングモーメント減少は観察された．
今後，機体高さをさらに縮めて車載走行試験を実施する必要がある．また，地面からの高さおよびピッチ角を走行試験中にリアルタイムに計測・記録し，正確な高さに基づいて評価することが望ましい．併せて，ランニングベルトで地面を模した風洞試験や CFD 解析を併用して，総合的に地面効果の評価と解明を目指す．
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

62

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] 李家賢一，航空機設計法，コロナ社，pp.30-31（2011 年）．
[4] 航空宇宙工学便覧（第 3 版）
，丸善株式会社，pp.359-360（2005 年）．
[5] Robert E. Curry and Albion H. Bowers, Ground-Effect Analysis of a Jet Transport Airplane, NASA
Technical Memorandum 85920 (1985).

63

VHF 帯を用いる無人航空機用データ伝送無線システムの通信実験

北沢 祥一 （航空宇宙システム工学ユニット 教授）○渡辺 拓哉 （航空宇宙総合工学コース 修士 2 年）
上羽 正純 （航空宇宙システム工学ユニット 教授）

１. はじめに
本報告は総務省 SCOPE「広大な農地の短時間観測を可能とする固定翼自律 UAV を用いた映像
伝送技術の研究開発」[1]で開発した UAV 用のテレメトリ・コマンド用の 169 MHz 帯無線モジュールに関するものである．今年度，実験試験局免許を取得し，地上での通信実験を行い所望の性能を得られた．
２. システム概要
システムの概要を図１に示す．固定翼自律 UAV はカメラや飛行制御機器等を搭載し総重量 10kg 以下，定常速度 25 m/s での飛行を想定している．通信システムは 5.7 GHz 帯を映像伝送に，169
MHz 帯をテレメトリ・コマンド通信に用い，最大伝送距離 1.5 km において映像伝送速度 10 Mbps，
制御通信伝送速度 200 kbps を目標性能とした．提案システムのうち，映像伝送システムを電子航法研究所が，室蘭工業大学は自律飛行システムと遠隔監視制御用システムを担当した．
図２に示すように地上局は，169 MHz 帯のテレメトリ通信により得られる UAV の位置情報を基に 2 軸雲台に搭載した 5.7 GHz 帯指向性アンテナで UAV を追尾する．UAV 局は慣性航法装置と誘導制御装置，無線システムを搭載しており，169 MHz 帯無線システムは自律飛行制御装置から出力する位置や姿勢情報を地上局へ送信し，また地上局からの制御コマンドの受信を行う．
固定翼自律UAV
5.7 GHz 帯
映像伝送用回線
5.7GHz帯
指向性アンテナ

169MHz帯 用
テレメトリー・コマンド回線

担当システム

169MHz帯
アンテナ

2軸雲台
追尾システム(a) 地上局システム

図１ システムイメージ(b) UAV 搭載システム

図２ 各システムのブロック図

３. 169 MHz 帯無線モジュールの概要
169 MHz 帯無線モジュールの外観を図３に示す．無線機のサイズは W 55 mm×D 35 mm，重量
8.4 g である．無線 IC に Texas Instruments 社の CC1120 を用い，出力 10 dBm，変調方式は試験用の無変調と情報伝送用の伝送速度 200 kbps の 4 値 GFSK (Gaussian Frequency Shift Keying)である．
UAV 側は位置や姿勢情報を計 106 byte 地上局へ送信する（ダウンリンク）．地上局は UAV へ飛行や映像伝送の制御コマンドを計 15 byte 送信（アップリンク）する．UAV 局と地上局の通信手順は昨年度報告[3]の通り，各局 5 パケットを連番付きで送信し，受信パケットの番号から送信タイミ

64

ングを決定することで，通信タイミングの衝突を低減した半二重通信を行っている．

Dist.

Address

HDLC
controlcounter

UL cmdresponse

8 x n bits 8 /16 bits 1B

1B

1B

2B

10B

cc1120Preamble

cc1120
Sync
word

CRC-16

Num. of
Packet15 byte

2B

Dist.

Address

HDLC
controlcounter

UL cmdresponse

8 x n bits 8 /16 bits 1B

1B

1B

2B

10B

図３ 169 MHz 帯無線機の外観

DL data(ex Location data)

92B

CRC-16

Num. of
Packet106 byte
cc1120cc1120
Sync
Preambleword

2B

図４ パケット構造(上:アップリンク 下:ダウンリンク)

地上局方向
（見通し）
図５ 各実験地点の配置

地上局
標高60m

地点１
標高35m

図６ 地上局設置図

図７ 地点 3 における実験風景

地点2
標高42m

地点3
標高60m

図８ 地上局と地点 3 間の地形断面図
４. 陸上通信実験
開発した無線モジュールは 2020 年 12 月に実験試験局免許を取得し，今年度は陸上での通信実験を実施した．地上局は本学の J 棟屋外非常階段（標高 60 m）に設置し，移動局(UAV)は約 1.2
km 離れた高台地点 3(標高 70 m)とその間の 2 地点の計 3 地点で実験を行った．地点 3 と地上局の間は図８に示すように谷が２つある W 字の地形となっているため，地点 1 と地点 3 は見通し
環境，地点 2 は地形による見通し外環境である．アンテナは公称利得 2.14 dBi のアローライン
アンテナを垂直偏波で用いた．取得した伝搬特性と比較するため地形と建造物情報を入力し，反射 2 回，回折 1 回，透過 0 回の条件でレイトレース法による推定を行った．

65

受信電力の実験値と推定値を表１に示す．なお，受表１ 各地点の受信電力と推定値

信電力の実験値は地上局が受信したパケットの RSSI

地点

距離

実験値

推定値

(Received Signal Strength Indicator)値を平均化したもの

1

250 m

-62 dBm-64 dBm

である．両者を比較すると地点 1 と地点 3 の結果はよ

2

660 m

-95 dBm

未到達

く一致している．地点 2 は図８から見通し外である．

3

1.2 km-74 dBm-72 dBm

レイトレース法によるシミュレーション結果においても地点 2 周辺はレイが到達していないエリアとなっている．実験においてはパケットの欠落が多く，受信地上局

電力も-95 dBm と低いため通信経路における見通しの確保が通信に大きく影響することがわかる．
次に，本システムは目標性能を 1.5 km 先を想定した

地点１

受信電力に 10 dB のマージンを加えた，-92 dBm において Packet Error Rate (PER) = 10-3 以下とした．そこで地上局にアッテネーターを挿入し 20 dB の減衰を与え，Tx3 地点との通信実験を行ったところ，平均受信地点２

電力 -91 dBm で約 1000 パケットを欠落なしで受信し，目標性能を達成する見込みを得た[4]．
５. 結論
169 MHz 帯を用いる UAV 用のテレメトリ・コマン
ド無線システムについて概要を説明するとともに，実地点３

験試験局免許を取得した無線モジュールを用いた陸上 1.2 km での通信実験の結果を報告した．概ね想定通りの性能が得られており，今後は地上で距離 10 km 程

図９ レイトレースによる推定結果

度での通信実験を行い，その後 UAV に搭載し実験を行う予定である．
謝辞
本研究は，総務省 SCOPE の「広大な農地の短時間観測を可能とする固定翼自律 UAV を用いた映像伝送技術の研究開発」により実施した．
参考文献[1] 総務省，“広大な農地の短時間観測を可能とする固定翼自律 UAV を用いた映像伝送技術の研 究開発，” www.soumu.go.jp/main_content/000530691.pdf[2] 北沢祥一，矢田光，上羽正純，“無人航空機用 169 MHz 帯データ伝送無線システムの開発”，信学技報，vol.118，no. 441，SANE2018-117，pp. 43-46，2019 年 2 月[3] 渡辺拓哉，北沢祥一，上羽正純“無人航空機用 169 MHz 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 SANE2019-110，pp.69-72，2020 年 2 月[4] 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.

66

小型無人航空機が使用する周波数帯における上空での電波環境に関する検討○北沢 祥一 （航空宇宙システム工学ユニット 教授）
上羽 正純 （航空宇宙システム工学ユニット 教授）

１. はじめに
小型無人機に係る環境整備に向けた官民協議会では，空の産業革命に向けたロードマップを毎年改定しており，2022 年には第三者上空（他者の土地上空）での目視外飛行による様々なサービスの実現を目標としている[1]．このとき，小型無人航空機 (UAV: Unmanned Aerial Vehicle)が飛行に操縦，コマンド・テレメトリコマンドや映像伝送に使用する周波数帯の選択や干渉回避には，飛行する上空の電波環境や電波伝搬特性を把握することが重要となる．
本報告は，総務省電波資源 R＆D「無人航空機の目視外飛行における周波数の有効利用技術の研究開発」[2]で実施している小型無人航空機の使用する周波数帯の上空における電波環境に関する研究に関するものである．本研究開発は 2019 年から研究を開始しており，室蘭工業大学では高層建築物やマルチコプタを用い高度 150 m 程度までの上空での電波環境の測定と，電波伝搬シミュ
レーションでの検討を行っている．本稿ではその概要について紹介する．
２. 研究の概要
本研究開発は，2019 年より始まった総務省の電波資源 R＆D「無人航空機の目視外飛行における周波数の有効利用技術の研究開発」によるものであり，室蘭工業大学は，サブテーマの「術課題ア 小型無人航空機における他業務の電波等からの混信・干渉回避のための電波利用技術の研究開発」沖電気工業株式会社，株式会社日立国際電気と 3 機関で受託し実施している．
小型 UAV に搭載している無線システムが使用する周波数は，携帯電話会社の提供する携帯電
話用の周波数，技術適合基準を満足している無線機器であれば，自由に設置し運用することができるアンライセンスバンドと呼ばれる 920 MHz 帯，2.4 GHz 帯，5.6～5.7 GHz 帯，また無人移動体画像伝送用に割り当てられた 169 MHz 帯，2.4 GHz 帯，5.6 GHz 帯などがある．このうち，表１に示すようにアンライセンスバンドでは，様々な無線システムが同一周波数帯で運用されている
ため，UAV が飛行する際に地上にある無線システムとの干渉がおこり，通信の途絶などが懸念されている．そこで，この研究では小型 UAV が使用するアンライセンスバンドにおける上空での電波環境を評価し，モデル化することを目標としている．
表１ アンライセンスバンドでの無線システム
周波数帯

主な無線システム

920 MHz 帯

RF-ID，電力メータ，無線 LAN（今後）等

2.4 GHz 帯

無線 LAN，Bluetooth，RF-ID，アマチュア無線等

5.6・5.7 GHz 帯

レーダ，無線 LAN，DSRC，アマチュア無線等67

３. 電波環境の評価
電波環境の評価は，図１に示す高層建築物やマルチコプタを用い高度 150 m 程度までの上空での電波環境の測定と，図２に示す電波伝搬シミュレーションでの検討の 2 つの方法で行っている．
マルチコプタの飛行での電波環境測定には，飛行継続時間，飛行可能な場所，天候などに制約条件があり，長時間の測定には適さない．そこで本研究では，主に建築物の屋上等を利用した測定で長時間の測定を行い，限られた場所でマルチコプタによる 1 回 10 分程度の測定を実施している．しかしながら，測定では測定場所がピンポイントとなるため，面的な電波環境の把握ができないため，図２に示すような電波伝搬シミュレーションによる検討も行っている．これは新宿駅周辺をモデルとしており，地図情報システムを用いて建物を再現し，面内に送信局（緑点）をランダム配置し，上空での電波強度を算出している．

2 km

図１ 測定のイメージ

図２ 電波伝搬シミュレーションによる検討例

実環境の測定は，東京都都心部の高層ビル屋上や，湾岸部の観覧車などを用いて測定を行っている．一例として横浜みなとみらいの観覧車コスモクロックでの測定例を示す．コスモクロック
は全高が 112.5 m，回転輪の半径は 100 m である．これを使用すれば地上 12 m から 100 m までの電波環境を測定することができる．観覧車付近の地上と観覧車のゴンドラ内に測定器を設置し，920 MHz 帯と 2.4 GHz 帯の電波環境を測定した結果を図４に示す．920 MHz 帯においては，上空になると見通し距離が延びるため信号レベルが 10 dB 程度高くなり，2.4 GHz 帯は遊園地内の地上にある無線 LAN が主であると考えられ，上空での信号レベルが地上に比べ 10 dB 程度低いことがわかる．

(a) 920 MHz 帯
図３ コスモクロックの概観

図４ 測定結果

68(b) 2.4 GHz 帯

本プロジェクトの上空での測定のためにイームズロボティクス社の全長 1.2 m，機体重量 6 kg
（バッテリー除く）の比較的大型のマルチコプタ E-6106MP を導入し，今年度，2.4 GHz での操縦系およびテレメトリコマンド系の周波数を 169 MHz に変更した．これによりマルチコプタに搭載した測定器で測定対象である 920 MHz 帯，2.4 GHz 帯，5.6～5.7 GHz 帯が自機の操縦系送信波による妨害を受けることなく測定できるようになり，東北，関東地方で測定を実施した．この測定に関しては，年度末に測定しており研究会に投稿予定であるため詳細は控える．
伝搬シミュレーションによる検討では，都市モデルとして測定も実施した新宿駅周辺に加え，大学構内をモデルに伝搬シミュレーションと大学の建物屋上から送信した電波強度測定の結果との比較などを行った．
マルチコプタでの測定に関しては来年度，電波環境測定を大学構内やルーラルエリアの典型例
として白老滑空場を用い実施する計画である．

図３ マルチコプタの概観
図４ 測定風景
４. まとめ2019 年度から実施している総務省 電波資源 R＆D「無人航空機の目視外飛行における周波数の有効利用技術の研究開発」での取組について説明した．今後，大学構内やルーラルエリアの典型例として白老滑空場などを用いデータ取得をすすめ，電波環境のモデル化の完了を目指す．
謝辞
本研究は総務省の「電波資源拡大のための研究開発（JPJ000254）」により実施したものである．
参考文献[1] 小型無人機に関する関係府省庁連絡会議，「空の産業革命に向けたロードマップ２０２０～
我が国の社会的課題の解決に貢献するドローンの実現～」，
https://www.kantei.go.jp/jp/singi/kogatamujinki/pdf/siryou14.pdf[2] 総務省，令和元年度における電波資源拡大のための研究開発及び 異システム間の周波数共用技術の高度化に関する研究開発に係る提案公募の結果，https://www.soumu.go.jp/menu_news/s-news/01kiban09_02000305.html

69

3 分の１オオワシ 2 号機着陸制御系の性能改善検討○島田奨 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 1 年）

上羽 正純 （航空宇宙システム工学ユニット 教授）

１．研究の背景と目的
本学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検証のための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(1)．その基盤技術の一つである誘導制御技術として，オオワシ 2 号機の前段階の，3 分の１ス
ケールオオワシ 2 号機の誘導制御系の飛行性能を，数値計算ソフト Matlab を用いて構築したシミュレーションソフトにより確認してきた(2)．その確認において、着陸制御のグライドスロープ
制御における追従性能について問題があったため、改善を検討した．ここではその検討結果を報告する．
２．着陸制御２－１．グライドスロープ制御
着陸制御系はグライドスロープ制御，フレア制御に分けられる．グライドスロープ制御は図１でみられるように機体の着陸開始位置と着地点を結んだグライドスロープラインに機体を追従させる．着陸制御時の各条件を表１にまとめる．

図１ グライドスロープ制御の幾何学的関係
表１ 着陸制御時の条件
着陸速度35.6[m/s]

グライドスロープ角

3.03[deg]

着陸制御開始高度120[m]

２－２．既存の問題点
昨年度確認した着陸制御の高度時間履歴を図２，ピッチ角時間履歴を図３，速度時間履歴を図４に示す．これらの履歴からわかるように t=394[s]においてグライドスロープ制御に入った瞬間，急にピッチ角コマンドへの頭下げが発生し、追従性能が劣化している．これにより，高度変化も急激に起きている．

70

フレア制御グライドスロープ制御

図２ 改善前の高度時間履歴

ピッチ角 CMD
ピッチ角

フレア制御

グライドスロープ制御

図３ 改善前のピッチ角時間履歴

フレア制御

グライドスロープ制御

図４ 改善前の速度時間履歴
２－３．改善案
機首下げ挙動が起こるのは，グライドスロープ制御コマンドから生成されるピッチ角コマンドに対してピッチ角制御系の応答性が不足していることが原因である．よってグライドスロープ制
御時のピッチ角制御系の再設計を行った．再設計後によるゲイン、位相の各安定余裕，交差周波数を表２にまとめる．
表２ 制御系設計結果
ピッチ角制御グライドスロープ制御

ゲイン余裕

16.8[dB]

71.1[dB]

位相余裕55.1[deg]

11.5[deg]

ゲイン交差周波数19.5[Hz]9.72[Hz]71

３．シミュレーション結果再設計した制御系をコンピュータシミュレーションによって性能を確認した．高度，ピッチ角，速度時間履歴をそれぞれ図５，図６，図７に示す．再設計により急激な頭下げ挙動が無くな
り，グライドスロープラインへの追従性もよくなった．また，グライドスロープ制御による降下時の速度制御性能の劣化がないことも確認できた．しかしながら，フレア制御開始時にピッチ角の追従性能が低下してしまった．
グライドスロープ制御

フレア制御

グライドスロープ
高度

図５ 再設計後の高度時間履歴

グライドスロープ制御

フレア制御

ピッチ角 CMD
ピッチ角

図６ 再設計後のピッチ角時間履歴

グライドスロープ制御

フレア制御

図７ 再設計後の速度時間履歴
４．まとめ
1/3 オオワシ 2 号機について，離陸制御開始時にピッチ角が追従できず機首下げ挙動が発生
し，グライドスロープ制御性能が劣化していた点について，応答性を高める再設計を行うことによって改善を行った．しかしながら，フレア制御開始時にピッチ角制御の性能が劣化するという新たな問題点も発覚した．今後，新たな問題点を解決しつつ，一定の風外乱環境における制御系
性能をコンピュータシミュレーションにより評価し，実機による完全自律飛行制御の実証をめざ
す．

72

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) 上羽，島田，“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 2020-11-25

73

離陸滑走時アライメント調整技術の研究○川合 柊平 （航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）
上羽 正純 （航空宇宙システム工学ユニット 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，完全自律飛行が可能な小型無人超音速機の開発を目指し，技術の研究開発が行われている(1)．従って滑走による離陸，上昇，超音速飛行
を経て着陸までを行う誘導制御技術の確立が必要であり，小型無人超音速機は離着陸時の速度が時速 200 km と大きいことから滑走の直進性が重要である．
一般にタイヤの回転面と理想の進行方向の機軸を一致させることは困難であり，必然的にステアリングの取り付けに角度誤差が生じ，実際のステアリングの角度は進行方向からずれている．
このとき，機軸とステアリングホイールの回転面のずれが成す角をステアリング誤差角(Fig. 1)とし，ステアリング誤差角を小さくすることをアライメント調整と呼ぶ．

Fig.１ ステアリング誤差角
自律的に離陸させる場合の初期にあたる滑走段階では良好なステアリング性の確保や，アライ
メント調整が重要であるものの，必要な調整のための分解能の大きさは明らかになっていない．
これまで電動模型飛行機の離陸滑走技術の実証実験では，操舵を行う前輪のアライメント調整
を前輪取り付けネジの調整により行い，その都度走行させて直進性を確認しているが，手作業であるため，手間がかかる上に設定角度は確実ではない．そこで本研究では電動模型飛行機のステアリング誤差角の影響を定量的に評価することを目的として，人為的に定めたステアリング誤差
角への補正量を，誘導制御回路の計算に組み込み，ステアリングへ入力することにより，アライ
メント調整を容易にし，調整に必要な分解能の大きさを確認する．
２．アライメント調整方法
所有の UAV 搭載 GNC&TTC ソフトウェア(2)との双方向通信が可能な TT&C ソフトウェアのコ
マンド送信機能を用いて，地上局 PC からステアリング誤差角への補正量を UAV 搭載
GNC&TTC ソフトウェアへ送信し， GNC&TTC ソフトウェアにて受信した補正量をステアリン
グへ入力する (Fig. 2)．

74

Fig. 2 System of proposal technology
TT&C ソフトウェアからのコマンドの入力・送信，GNC&TTC ソフトウェアのステアリングへの補正量入力を実現するため，具体的に行った主な改造箇所を以下に示す．
TT&C ソフトウェア
１）

コマンド構造体への新規のコマンド追加

２）

コマンド送信関数への新規のコマンド追加

３）

キーボードからの補正量入力窓作成

GNC&TTC ソフトウェア
１）

コマンド受信関数への新規コマンド追加

２）

手動操作時のステアリングへの補正量の追加

３）

滑走フェーズの制御則のステアリングへ補正量追加

３．アライメント調整実験
地上局 PC から TT&C ソフトウェアを用いて補正量を送信することによるアライメント調整を行い，スロットルのみを操作し，推力を与える滑走実験での，定量的な直進性評価により有用性の確認を行う．直進性は機首方位角の分散を求め，補正量を 0 度入力した時と比べて，適切な補正量を入力した時の分散が小さくなることによって確認する．
３－１．実験方法
実験の開始時は電動模型飛行機の GNC&TTC ソフトウェアと地上局 PC の TT&C ソフトウェアの双方向の通信の確認ができていること，GNC&TTC ソフトウェアが GPS データを取得し，TT&C ソフトウェアで画面表示されているテレメトリにて GPS データを確認ができていることを前提とする．まず始めに機体の滑走開始位置を決め，機体位置を調整する．その後，予備滑走により暫定的に目視での直進性の確認を行う．ここで予備滑走とはプロポでスロットルのみの入力を行い，数 m 程度滑走させることとする．目視での直進性が確認できなかった場合，TT&C
ソフトウェアでステアリング誤差角の補正量を入力し，コマンド送信を行い，アライメントの調整をする．この補正量入力から直進性の判断までを目視での直進性の確認が取れるまで行う．直進性の確認ができたら，アライメント調整は終了し，テレメトリにて取得したデータによる定量
的な直進性の評価を行う．

75

Fig. 3 Experiment flow chart
３－２．実験結果
本学の風洞試験設備前の駐車場にて，アライメント調整実験を 2 度行った．2 度の実験に共通して北北東から南南西に向かって下りの傾斜が存在し，風は北西から南東に向かって断続的に吹いていた．1 度目の実験は機体に対して地面の凹凸による影響が出ないと思われる方角を，2 度目の実験は機体に対して風向の影響が出ないと思われる方角を考慮して滑走を行った．
まずは，1 度目の滑走試験で補正量として 0 度を入力したときの滑走軌跡と，試行錯誤的に補正量を入力し目視での直進性の確認が取れた時（補正量は機体滑走方向から左方向に 0.9 度入力）の滑走軌跡を以下の Fig. 4 と Fig. 5 に，機首方位角履歴を Fig. 6 と Fig. 7 に示す．この滑走は北北東から南南西に向かって行った．なお，すべての滑走軌跡はテレメトリで取得した GPS
データから作成し，白色の矢印は所望の進行方向を示す．

Fig. 4 Running trajectory 1-1 (input 0 degrees)Fig. 6 Azimuth 1-1 (input 0 degrees)Fig. 5 Running trajectory 1-2 (input 0.9 degrees
to the left)

Fig. 7 Azimuth 1-2 (input 0.9 degrees to the left)

次に 2 度目の滑走試験で補正量として 0 度を入力したときの滑走軌跡と，試行錯誤的に補正量を入力し目視での直進性の確認が取れた時（補正量は機体滑走方向から右方向に 0.2 度入力）の滑走軌跡を以下の Fig. 8 と Fig. 9 に，機首方位角履歴を Fig. 10 と Fig. 11 に示す．

76

Fig. 8 Running trajectory 2-1 (input 0 degrees)Fig. 9 Running trajectory 2-2 (input 0.2 degrees
to the right)

Fig. 10 Azimuth 2-1 (input 0 degrees)Fig. 11 Azimuth 2-2 (input 0.2 degrees to the right)

これらのデータから機首方位角の分散を求め，Table 1 にまとめた．
Table 1 Variance of azimuth
補正量[deg. ] 平均値[deg. ] 分散[deg.2]
滑走1 0-165.250.8
実験１
滑走2 左方向に0.9 -174.8
34.2
滑走1 0
129.9
98.3
実験2
滑走2 右方向に0.2 139.9
12.8

３－３．考察
TT&C ソフトウェアを用いることによって，地上局 PC から補正量を送信し，アライメントを調整することができた．補正量入力の前後で比べると分散が小さくなっており，定量的に直進性が確認され，分解能の大きさも適当であった．
４．まとめ
ステアリング取り付け角誤差の存在する電動模型飛行機において，人為的に定めた補正量をTT&C ソフトウェアを用いて GNC&TTC ソフトウェアに送信することにより，アライメント調
整を容易にする手法を提案した．スロットルのみの入力による滑走試験を行うことによってその有用性が確認できた．また今回の研究において入力した補正量の分解能は 0.1[deg. ]で行ったが有用性が確認されたため，分解能の大きさは十分であることが分かった．
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2021年1月28日）(2) 高橋，上羽“小型無人超音速機の完全自律離陸に向けた制御系構成法の研究”室蘭工業大学
2017年度修士学位論文

77高速無人航空機向け高グライドスロープ角での短距離着陸制御技術の検討○俵川 智史 （航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）
上羽 正純 （航空宇宙システム工学ユニット 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通常は 2.5 度～3 度，大きい場合で 7 度となっている[1]．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．一方，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．
２．理論と手法
２－１．理論Fig. 1 Landing profile
着陸は Fig. 1 に示す経路を通って行われる．グライドスロープ中はグライドスロープ制御(Fig. 2)と速度制御(Fig. 3)を行っている[2]．

Fig. 2 Glide slope control system

Fig. 3 Speed control system78

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)式で表される[2]．
𝐿G = (ℎG − ℎf )⁄tan 𝜃G(1)よって，𝜃G を大きくとることで着陸距離を短縮できる．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)．
(2)

𝐹 = 𝑇 + 𝑚𝑔𝑠𝑖𝑛𝜃G − Dℎ̇ = 𝑉𝑠𝑖𝑛𝜃G(3)

これにより接地時降下率，フレアに必要な飛行距離が増大する．これを解決するためにエアブ
レーキで加速を抑え，またフレア制御中に素早く機首上げすることにより降下率を吸収する．エ̅ ，𝑀′δab ，エアブレーキ角𝛿abとしてその効
アブレーキは縦系の機体の運動方程式にて𝑋δab ，𝑍δab
果を扱う((4)式) [3]．𝛿𝑎𝑏は下向きを正とする．
𝑋u𝑋α0−𝑔𝑐𝑜𝑠𝜃00𝑋δab𝑐𝑜𝑠𝑖𝜏⁄𝑚
𝑢̇
𝑢
𝛿𝑒
̅
̅
̅
̅
𝛼̇
𝑍
𝑍α
1
− 𝑔𝑠𝑖𝑛𝜃0⁄𝑉 𝛼𝑍δe𝑍δab − 𝑠𝑖𝑛𝑖𝜏⁄𝑚𝑣][ ] = [ u′
]
[
]
+
[
(4)
[
]
𝛿𝑎𝑏
𝑞̇
𝑞
𝑀 u 𝑀′ α 𝑀′ q
𝑀′ θ0
𝑀′δe 𝑀′δab
𝛿𝑇
𝜃
𝜃̇
0
0
0
0
0
1
0
フレア制御中に素早く降下率を吸収するため，フレア時定数τを小さくとり，フレア制御系[2](Fig. 4)を高帯域化し瞬時に迎え角を増大させる．

Fig. 4 Flare control system
２－２．手法MATLAB，Simulink にて模型飛行機を対象にシミュレーションし設計制御性能を評価した．まず，グライドスロープ制御に関しては Table 1 に示すパラメーターを設定した．
Table 1 Glide slope control parameter
𝜃G

ℎG

𝛿𝑎𝑏

25 deg.

60 m-30 deg.

エアブレーキ角𝛿𝑎𝑏は 30 度よりも-30 度の時に効果が高い(Fig. 5)ことがシミュレーションで確認出来たため-30 度とした．これは𝛿𝑎𝑏が-30 度の時，エアブレーキの影響で主翼の揚力係数が小さくなり，グライドスロープ中にとる迎え角の絶対値が大きいことによる(Fig. 6)．

Fig. 5 Profile of speed during glide slope

Fig. 6 Profile of AoA during glide slope

また，フレア制御系に関しては高帯域かつ安定余裕が従来設計と同等になるように設計を行い，その結果，ゲイン余裕と位相余裕，ゲイン交差周波数は従来設計と比較してそれぞれ-3.6 dB，+3.9

79

deg.，+0.25 rad/s となった(Table 2)．フレア時定数𝜏は 1.2 s 以下にするとフレア制御移行時に失速
迎え角を超える事がシミュレーションで確認出されたので，𝜏 = 1.3 [s]とした．また，従来設計におけるフレア時定数は 𝜏 = 2.5 [s]である．
Table 2 Result of control system design
ゲイン余裕 位相余裕 ゲイン交差周波数
本研究23.9 dB

79.3 deg.

0.66 rad/s

従来技術

27.5 dB

75.4 deg.

0.41 rad/s

Table 3 に示す 5 Cases でシミュレーションを行い，大グライドスロープ角，エアブレーキ，高帯域フレアのそれぞれの効果を確認した．Case 1 は従来設計，Case 5 は本研究が提案する新技術である．
Table 3 Simulation cases𝜃G [deg.] エアブレーキ 高帯域フレア
Case 1

7

なし

なし

Case 225

なし

なし

Case 325ありなし

Case 425

なし

ありCase 525

ありあり

グライドスロープからフレアへの移行は(5)式から求まる高度ℎf を機体の高度が下回った時とする．
ℎf = 𝜏𝑉0 𝑠𝑖𝑛𝜃G(5)

３．シミュレーション結果
各 Case のシミュレーション結果の一例を Table 4 に示す．
Table 4 Simulation results
接地時降下率[m/s] 最大迎え角[deg.] 接地時速度[m/s] 飛行距離[m]Case 1

0.6

8.5

20

556

Case 2

1.4

9.0

26

227

Case 3

0.3

8.6

21

281

Case 4

0.3

13

25

217

Case 5

0.1

9.6

20

233

３－１.エアブレーキの効果
Case 4(エアブレーキ無し)と Case 5(エアブレーキあり)のグライドスロープ中の速度変化を比較することでエアブレーキの効果が確認できた(Fig. 7)．

Fig. 7 Profile of speed during glide slope

80グライドスロープ終了時の速度が Case 4 の 32.5 m/s に対して Case 5 は 27.5 m/s となった (Fig. 7)．
また，Case 4 はグライドスロープ終了時の速度が大きいためにフレア制御時に迎え角が失速迎え角 11 度を超えて 13 度に達している(Table 5)．よって，グライドスロープ中のエアブレーキの使用は有効である．
３－２．高帯域フレアの効果
Case 3 (τ=2.5 [s])と Case 5 (τ=1.3 [s])のフレア制御中の降下率の時間履歴を比較することで高帯域フレアの効果が確認できた(Fig. 8)．

Fig. 8 Profile of sink rate during flare
降下率の減衰にかかる時間が Case 3 の 8.50 秒に対して Case 5 では 6.02 秒となった(Fig. 8)．
３－３．着陸距離短縮
最後に，従来設計(Case 1)と本研究(Case 5)でのシミュレーションの着陸経路の比較を示す(Fig.
9)．

Fig. 9 Landing profile
従来設計では 556 m であった飛行距離が 233 m となった(Fig. 9)．つまり本研究の手法により，接地時降下率を従来通りに保ちつつ着陸に必要な飛行距離が従来技術からほぼ半減している．
４．まとめ
高帯域フレア制御とエアブレーキを用いることで大グライドスロープ角による着陸時の飛行距離の短縮が可能であることを確認した．今後，実験を行い今回の検討結果を検証する．
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.

813) 山名正夫・中口博，飛行機設計論，養堅堂，1974
4) 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，202082

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○安川

慧 （航空宇宙システム工学コース 学部 4 年）

上羽 正純 （航空宇宙システム工学ユニット 教授）

１．はじめに一般に固定翼無人航空機の利用を促進するには，設定した旋回経路を正確に飛行することが求められる．また，旋回は旋回半径と力のつり合いの連立より求まるロール角で飛行する方法は明らかにされているが，実際の飛行では風による外乱が発生し、前述の方法では飛行経路を正確に追従することができない．
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・横方向のつり合い式を用いてロール角を制御する方法を考案し，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．ロール角コマンドの算出
縦と横のつり合い式から求めるべきロール角コマンドを算出する．図 1 から縦と横のつり合い式は以下の(2.1)式，(2.2)式のように表すことができる(1)．
𝐿 cos 𝜙1 = 𝑚𝑔

(2.1)

𝑉𝑐 2
𝑅

(2.2)

𝐿 sin 𝜙2 = 𝑚

また，揚力𝐿は対気速度𝑉𝐿 を用いて以下の(2.3)式と表すことができる．
1
𝐿 = 𝜌𝑆𝑉𝐿 2 𝐶𝐿
2

(2.3)

(2.1)式，(2.2)式をロール角𝜙についてまとめると縦と横それぞれを満たすロール角が(2.4)式，(2.5)式のように求まる．
𝜙1 = cos−1 (

2𝑚𝑔

)

(2.4)

2𝑚𝑉𝑐 2
𝜙2 = sin−1 ()
𝜌𝑆𝐶𝐿 𝑅𝑉𝐿 2(2.5)

𝜌𝑆𝐶𝐿 𝑉𝐿 2

以上より求めた(2.5)式，(2.6)式を飛行状態に応じて切り替えることで墜落することなく設定した旋回経路を追従飛行する．

図 1 縦・横方向から見た力のつり合い83

３．制御則
本旋回追従制御は，縦・横方向のつり合い式を満たすようなロール角制御系に加えて，横滑り
角制御系，対地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制御とする．
a) ロール角制御
ロール角コマンド𝜙𝑐𝑚𝑑 は高度の変動に応じて(2.6)式，(2.7)式より切り替えながら生成する．またロール角が大きくないと仮定して(2.4)式，(2.5)式を線形化して目標値コマンドを生成している．
𝜙1,𝑐𝑚𝑑 =𝜋
2𝑚𝑔−
2 𝜌𝑆𝐶𝐿 𝑉𝐿 2

(2.6)
3

2𝑚𝑉𝑐 2

1 2𝑚𝑉𝑐 2
𝜙2,𝑐𝑚𝑑 =+()
𝜌𝑆𝐶𝐿 𝑅𝑉𝐿 2 6 𝜌𝑆𝐶𝐿 𝑅𝑉𝐿 2(2.7)b) 横滑り角制御
横滑り角が 0 度になるようにラダーを用いて制御を行う．
c) 対地速度制御
対地速度コマンド𝑉𝑐,𝑐𝑚𝑑 は風外乱が発生していないときに目標旋回半径に追従できる速度に設定する．
d) 高度一定制御
目標高度は実機試験時に不具合が発生した場合に十分対応できる高度に設定する．
４．シミュレーション
４－１．対象機体制御対象である実験用ラジコン機の諸元を表 1 に示す．また，実験用電動模型飛行機の機体諸元や空力微係数は参考文献[1]で用いられた値を使用する．
表 1 機体諸元

図 2 対象機体

84

機体質量

𝑚

𝑘𝑔

3.03

翼幅

𝑏

𝑚

1.580

翼面積

𝑆

𝑚2

0.4266

空力平均翼弦長

𝑐̅

𝑚

0.27

アスペクト比

𝐴R

−

5.85
2

0.226

慣性能率

𝐼𝑥x

𝑘𝑔 𝑚

慣性能率

𝐼𝑦𝑦

𝑘𝑔 𝑚2

0.152

慣性能率

𝐼𝑧𝑧

𝑘𝑔 𝑚

2

0.336

慣性乗積

𝐼𝑥𝑧

𝑘𝑔 𝑚2

0.00020

４－２．シミュレーション結果
風外乱が 0 m/s，3 m/s，-5 m/s 作用しているとしてシミュレーションを実施した．以下にそれぞれの結果を示す．
A) 風外乱＝0 m/s
シミュレーション経路

140
終了位置

120

Height [m]

60.5

160

60
59.5

コマンド

59

出力値

58.5

58
0

y [m]

100

1

2

3

4

5
Time [s]

6

7

8

9

10

7

8

9

10

80

図 4 高度の時間履歴6040Roll [deg.]

目標経路

40

20
開始位置

0
0

20

40 60
x [m]

30
コマンド

20

出力値

10

80

0
0

1

2

図 3 旋回軌跡

3

4

5Time [s]6図 5 ロール角の時間履歴

風外乱が発生していない場合，目標旋回半径に対して十分追従しており，ロール角制御系も正常に機能していると考える．

240シミュレーション経路
終了位置

200

目標経路

Height [m]B) 風外乱= 3 m/s

y [m]

160

60.25
60
59.75
59.5
59.25
59
58.75

コマンド

出力値
0

2

4

6

8
Time [s]

10

12

14

16

10

12

14

16

120

図 7 高度の時間履歴

40
開始位置

0
0

20 40 60 80 100 120
x [m]Roll [deg.]

80
30
25
20
15
10
5
0

コマンド

出力値

0

2

4

図 6 旋回軌跡

6

8Time [s]図 8 ロール角の時間履歴

風外乱が 3 m/s 発生すると旋回半径が大きくそれる結果となった．しかし，その他の制御系は目標値に対して追従できている．旋回半径が大きくそれた原因として，横滑り角制御の応答が遅いことや縦・横のつり合いを満たすよう制御するロール角制御ではその時々の力のつり合いは満85

たすように制御するが，一度ずれた旋回経路を復元させる働きができないことに起因すると推測する．つまり，旋回半径を小さくする制御系が新たに必要と思われる．
C) 風外乱= -5 m/s
62160

Height [m]

目標経路

140
120

シミュレーション経路60
58

ロール角コマンド切換え

54

52

100
y [m]

コマンド

出力値

56

0

1

2

3
Time [s]

4

5

6

4

5

6

80
60

図 10 高度の時間履歴

終了位置

80

Roll [deg.]

40
20
開始位置

0
0

20

40
60
x [m]

80

52
24

コマンド

-4

出力値

-32
-60

0

1

図 9 旋回軌跡

2

3
Time [s]図 11 ロール角の時間履歴

風外乱が負の方向に大きく発生すると高度が急激に下がることが確認できた．しかし，高度が目標値の 60 m から 6 m 下がったところで縦のつり合いを満たすロール角コマンドに切り替わり，目標高度に復元させることができた．縦のつり合いを満たすロール角コマンドを出力している間は横のつり合いを満たしているとは限らず，今回のように大きくそれることがある．しかし，墜落しないことが最低限満たされる必要があるので，この動作に関しては問題ないと考えて
いる．
５．まとめ
従来技術の旋回半径・対地速度に応じてロール角コマンドを生成して追従制御を行う方法に対して，縦・横方向のつり合いを満たすようにロール角コマンドを切り替える制御に改良することで墜落しない飛行制御を目指した．
シミュレーションの結果，風外乱が発生していない場合には目標旋回半径に追従可能なものの，風外乱が発生するとつり合いを満たす条件では偏差が取れないため，従来のロール角制御系に加えて旋回半径偏差を小さくする制御系が必要なことが分かった．しかし，高度偏差が 10 %以上になると，ロール角コマンドが横から縦のつり合いを満たすロール角コマンドに切り替わり
目標高度に戻ることが確認できた．
参考文献[1] 加藤寅一郎・大屋昭男・柄沢研治著者 “航空機力学入門” 2012 年 pp.170-17186

小型超音速実験機オオワシ 2 号機縮小機体の滑走試験

内海 政春 （航空宇宙機システム研究センター 教授）○中田 大将 （航空宇宙機システム研究センター 助教）
上羽 正純 （航空宇宙システム工学ユニット

教授）

北沢 祥一 （航空宇宙システム工学ユニット

教授）

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）

高野 智之 （航空宇宙機システム研究センター 職員）

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．システム統合上の問題点や，デルタ翼機体における自律飛行確認のため，オオワシ 2 号機のサイズの 3 分の 1 の縮小機体（3 分の 1 オオワシ 2 号機）を製作し，飛行試験を進めている．2019 年度には大樹町多目的航空公園において飛行試験を実施したが，今年度は特に足回りを中心とした全機バランスに着目し，複数回の滑走試験を実施した．これによりフルサイズ機体の設計・製作につながる重要な知見が得られた．
２．超音速型機体の脚設計と滑走試験考察
3 分の 1 オオワシ 2 号機ではこれまで，高速滑走中のステアリング操作により転覆して翼端を損傷したり，脚柱が折れたりする事例があった．超音速に適した形態の機体では翼面積が小さく
離陸速度は高速となる．また，燃料消費量の観点から胴長となりやすく，離着陸時の迎え角を確保するために脚も長くなり重心位置も高くなる．これらの事情から，高速ステアリング時における転覆角や脚の構造強度に対する入念な検討が必要である．
本年度は参考文献等[1]を参照し，転覆角に対する設計マージンを大きく取った設計形態とした．
脚幅を 300 mm から 450 mm に開き，また，屈曲部を持たない R 曲げの構造とした．図１に昨年度との比較形態を載せる．

図１ 脚設計の改良 左）2019 年度 右）2020 年度末872020 年度の走行試験を通じて得た知見は以下の通りである．まず，脚幅を広くしたことにより，高速のステアリング時にも転覆することはほぼ無くなった．但し，脚幅が広くなることで操舵時に主脚先端で受けるモーメントは大きくなり，脚折れの問題が生じた．これについても，屈曲部の無い R 曲げを採用することで，ほぼ見られなくなった．さらに曲げに強いコの字材を用いた脚も設計したが，これは重量や空気抵抗との兼ね合いから正式採用は見送られた．
旅客機においても燃料満載では着陸できない程度に設計されているように，航空機の脚構造強度は重量との兼ね合いからぎりぎりのものとなる．
タイヤの材質は従来の RC 用スポンジタイヤに代えてゴムライク樹脂を用いた 3 次元造形も試みたが[2]，グリップ力が足りず高速での操舵時にスピンする事例が散発した．RC 用スポンジタイ
ヤは路面抵抗が大きく，操舵時の脚への負荷も大きいこと，また損耗も激しいなどの欠点がある
が，やはりグリップ力の観点から妥当解と言える．
一連の走行試験は白老滑空場でコンスタントに実施された他，路面状況のよい大樹町多目的航
空公園においても実施した（図２）．車輪径が小さいことから路面の凹凸による進行方向の乱れや脚への衝撃も懸念事項であるが，これらに対しても脚の弾性力により吸収できるよう，ロバストな設計が必要であると考えている．

図２ 組立完了の 3 分の 1 オオワシ 2 号機と実験メンバー＠大樹町
参考文献[1] 李家：航空機設計法－軽飛行機から超音速旅客機の概念設計まで コロナ社
[2] 内海，他

北海道大学・室蘭工業大学 f 3 センター 革新航空機ユニット，機械学会北海道

支部講演会 2021 年 3 月 5 日 オンライン開催

88

新計測制御棟の完成と白老整備関連

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 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．新計測制御棟の完成
室蘭工業大学白老エンジン実験場は開設から 13 年を経て多数の利用者が来訪するようになり，
2019 年度からは 5 か年計画で設備やインフラのロバスト性向上および拡張を進めている．今年度
は使用から 10 年を経たプレハブ計測室を返却し，新たに総二階建ての計測制御棟を建築した．図１に建築中および完成後の写真を示す．

図１ 白老エンジン新計測制御棟（上：建築中の様子 下：完成後）

89

計測制御棟はこれまでの外部共同研究実績から，最大 20 名程度での運用を見込んで設計された．延べ床面積は約 155 m2 であり，1F には 20 人分の靴が並べられるよう，幅 4.5 m の広い玄関を設けた．1F は計測制御室とし，西側壁面にはディスプレイ 3 台を配置するため，窓を設けない設計とした．2F には図面等を広げながら議論のできる会議室と，給湯室，テレビ会議室を設けた．

図２ 1F 計測室と 2F 会議室
新計測制御棟は 2020 年 11 月から着工を開始し，2021 年 1 月 13 日に完成した．その後，旧計測室から制御盤や物品の移動を行い，机 20 脚や椅子 30 脚，ディスプレイ等の什器類を搬入し，2 月からは早速外部との共同研究に供され連日使用された．厳寒期の突貫工事となったが，関係者の皆様には篤く御礼申し上げる．
２．白老整備関連
LHG 共同研究拠点としての利便性向上を鑑み，300 m 軌道脇電線路の容量増および各電柱へのコンセント BOX 敷設が行われた（図３）．これまでは 50 m 電源ドラムを数個つないで設置していたような実験機材が，軌道脇の任意の場所で容易に配置できるようになった．
また，エンジンテストスタンド南東にあった高圧 EF 装置を撤去し，ここに新たなカーポートを設けた（図４）．この位置では亜酸化窒素を用いたハイブリッドロケットエンジンや，小規模な二液式スラスタの実験を実施する予定である．テストスタンドの北側半分については，外部との共同研究において様々なレイアウト変更が行われるため，引き続き仮設テント等を用いたテンポラリな配置で運用を続ける予定である．現在の白老実験場レイアウトを図５に示す．

90

図３ 軌道脇の電柱に設けられたコンセント BOX

図４ テストスタンド南東側カーポート

図５ 白老実験場レイアウト

91

新計測室の完成により，20 人程度の規模での学内研究，外部との共同研究が円滑に行えるようになった．また，これを機に地上に敷設していた通信線を高架化，あるいは地中埋設し，信頼性の向上を図った．今後，これらのインフラの維持管理が重要となるが，引き続き精力的に取り組んでゆきたい．

92

発表論文
2020 年度
査読付き学術誌[1] 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
年 4 月．
[2] Ryoji Imai，Kazuaki Nishida，Osamu Kawanami，Yutaka Umemura and Takehiro Himeno，Groundbased experiment and numerical calculation on thermodynamic vent system in propellant tank for
future cryogenic propulsion，Cryogenics，Vol. 109，Article 103095，pp1-9，2020，
https://doi.org/10.1016/j.cryogenics.2020.103095，IF: 1.336 Q3[3] 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クライテリアと設計検証事例，ターボ機械，第 48 巻第 10 号，pp.605-615，2020 年 10 月．
[4] 今井良二，アルミニウム，水高圧水素製造反応の宇宙推進システムへの適用，油空圧技術，
Vol.59，No.9，p.7-11，2020 年 9 月．
[5] Koki Arimatsu, Daisuke Nakata，Ryojiro Minato，Inaho Yoshikawa，Hiromitsu Yagihashi and
Masaharu Uchiumi，“On the Pressure Loss Characteristics of Liquid Oxygen Considering a Heat
Input,” Transaction of JSASS，Aerospace Technology Japan，Vol. 19，No. 2，pp. 217-223，Mar. 2021，
DOI: 10.2322/tastj.19.217[6] Kazuki Yasuda，Daisuke Nakata，Masaharu Uchiumi，Kugo Okada and Ryoji Imai，“Fundamental
Study on Injector Flow Characteristics of Self-Pressurizing Fluid for Small Rocket Engines,” Journalof Fluid Engineering，Volume 143，Issue 2，February 2021，p.p.021307[7] Kazuaki Nishida，Ryoji Imai，Osamu Kawanami，Yutaka Umemura and Takehiro Himeno，Ground-Based Experiment on Reducing Boil-Off Gas by Jet Mixing for Future Cryogenic Propulsion
System，Int. J. Microgravity Sci. Appl.，Vol.38，No.1，2021，
https://doi.org/10.15011/jasma.38.1.380102.
[8] Koichi Inoue，Haruhiko Ohta, Yuuki Toyoshima，Hitoshi Asano，Osamu Kawanami，Ryoji Imai,
Koichi Suzuki，Yasuhisa Shinmoto，Satoshi Matsumoto，Heat Loss Analysis of Flow Boiling
Experiments onboard International Space Station with unclear thermal environmental conditions (1stReport: Subcooled liquid flow conditions at test section inlet).，Microgravity Science and Technology，
Vol.33，No.3，Article 28，2021，https://doi.org/10.1007/s12217-021-09869-5. IF: 1.845[9] Keisuke Goto，Yuichi Kato，Kazuki Ishihara，Ken Matsuoka，Jiro Kasahara，Akiko Matsuo，Ikkoh
Funaki，Daisuke Nakata，Kazuyuki Higashino and Nobuhiro Tanatsugu，“Thrust Validation of Rotating
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[10] 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，accepted on July 31, 2020，to be published in near future.

93

国際会議発表論文[1] 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.
[2] 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[3] 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[4] 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] 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[2] 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[3] 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[4] 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[5] 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[6] 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[7] 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[8] 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94

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[9] 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
[10] 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[11] 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[12] 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[13] 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[14] 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[15] 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 日オンライン開催[16] 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[17] 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[18] 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[19] 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
[20] 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[21] 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

95

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[22] 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，「ロケット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[23] 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[24] 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[25] 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[26] 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[27] 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[28] 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[29] 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[30] 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，STCP2020-02496

[31] 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），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：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[32] 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[33] 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[34] 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[35] 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[36] 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（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[37] 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[38] 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[39] 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[40] 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

97

[41] 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[42] 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[43] 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[44] 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[45] 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[46] 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[47] 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[48] 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
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2016～2019 年度
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ストン設計についての考察，ターボ機械，44 巻，4 号，pp. 231-241. 2016 年 4 月．
[2] Yuichiro Tokunaga, Hideyuki Inoue, Jun Hiromatsu, Tetsuya Iguchi, Yasuhiro Kuroki, Masaharu
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Tribology, Vol. 139, No. 1, 011103, July 2016. IF:1.521 Q2

98

[4] 川崎聡，島垣満，内海政春，安達和彦，要素の配置配列をパラメータとしたロケット用ター
ボポンプの形態設計，日本機械学会論文集，82 巻，842 号，16-00134, 2016 年 8 月．
[5] 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，産業用立軸ポンプの形態最適化設計に関する研究，ターボ機械，第 45 巻，第 3 号，pp.165-173, 2017 年 3 月.
[6] 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）[7] 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
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Technology Japan, Volume 16 (2018) Issue 1 Pages 81-87, DOI: 10.2322/tastj.16.81[12] 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[13] Deployment behavior control using cables and bi-shape memory alloy convex tape booms
Katsumata Nobuhisa, Kume Masaru, Higuchi Ken[14] ADVANCES IN MECHANICAL ENGINEERING，9 巻，7 号，Article Number:1687814017707909，
2017 年 07 月 Q3, IF 0.827[15] Kobayashi, H., Hagiwara, R., Kawasaki, S., Uchiumi, M., Yada, K., and Iga, Y., “Numerical Analysis
of Suppression Effect of Asymmetric Slit on Cavitation Instabilities in Cascade”, J. Fluid Engineering,
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Acquisition Performance by Hydrophilic Coating in Metallic Tank) Int. J. Microgravity Sci. Appl. Vol.
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(Influence of Whirling Amplitude in the Case With Concentric Circular Whirl)”, J. Tribology, Vol. 140,
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the Rocket Engine Turbopump” ，J. Fluid Engineering，011105，Vol. 141，No. 1，ASME，January
2019．IF:1.437 Q2[27] Koya Yamada，Atsushi Ikemoto，Tsuyoshi Inoue，Masaharu Uchiumi，“Nonlinear Analysis of
Rotordynamic Fluid Forces in the Annular Plain Seal by Using Extended Bulk-Flow Analysis:
Influence of Static Eccentricity and Whirling Amplitude”，ASME Journal of Engineering for Gas
Turbines and Power，GTP-18-1412，Feb 2019，Vo1ume 41，Issue2:021017，doi.org/10.1115/1.4041128
IF:1.653 Q2[28] 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による LE-7A 液体水素ターボポンプロータの非同期振動成分の考察，ター
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100

[29] Ryoji Imai，Osamu Kawanami，Yutaka Umemura and Takehiro Himeno，“Study on break of thermal
stratification in container targeted to thermodynamic vent system for future spacecraft” ，IOP
Conference Series: Materials Science and Engineering，Volume 502，Number 1，(2019)
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[30] 三宅建次郎，井上剛志，内海政春，池本篤史，単純ロータ系の軸振動と並行環状シールのロータダイナミック流体力の連成解析，ターボ機械，第 47 巻第 4 号，pp.227-237，2019 年 4 月．
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study on thermodynamic vent system in propulsion system for future spacecraft” ，Microgravity
Science and Technology，Vol.32，No.3，pp.339-348，https://doi.org/10.1007/s12217-019-09768-w，(2020)，IF:1.973 Q2,.
[33] 道原 孟里，今井 良二，推進薬タンクを対象とした微小重力下横スロッシング挙動に関する研究，Int. J. Microgravity Sci. Appl. ，Vol.36，No.4，pp.360403-1-10，
DOI:10.15011//jasma.36.360403，(2019)[34] Osamu Kawanami，Kentaro Takeda，Ryoma Naguchi，Ryoji Imai，Yutaka Umemura，Takehiro Himeno，Behavior of subcooling jet imjected into a bulk liquid in a tank under normal- and micro-gravity
conditions，Int. J. Microgravity Sci. Appl. ，Vol.36，No.4，pp.360402-1-8，DOI:
10.15011/jasma.36.360402，(2019).
[35] 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，
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Sapporo.

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Kazuyuki Higashino, Daisuke Nakata, Ryojiro Minato, Ryoji Imai, Nobuhiro Tanatsugu, Yuta
Yashima, and Hiroto Mukae “Sea Level Static Tests of Gas Generator Cycle Air Turbo Ramjet
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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,
Ikkoh Funaki, Kazuki Yasuda, Kenta Mori, Hiromitsu Yagihashi, Daisuke Nakata, Masaharu
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International Space Development Conference® 2018 (ISDC2018), National Space Society, May
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[41] Yoshimasa Nishimura, Kazuhide Mizobata, Susumu Hasegawa, Kanenori Kato, Kouichiro Tani, andTakeshi Kanda, “Aerodynamic Characteristics of a Rocket-Based Combined Cycle Spaceplane,”
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[42] Taichi Mio, Katsuya Miyamoto, Yuki Yamazaki, and Kazuhide Mizobata, “Drag Reduction on theBasis of the Area Rule of the Small-scale Supersonic Flight Experiment Vehicle Being Developed at
Muroran Institute of Technology (Second Report),” 2019-g-15, 32nd International Symposium onSpace Technology and Science, June 15-21, Fukui Japan.
[43] Kazuhide Mizobata, Yukiya Ishigami, Masaaki Miura, Keisuke Shiono, Koji Shirakata, Akihiro
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[44] Koki Arimatsu, Daisuke Nakata, Ryojiro Minato, Inaho Yoshikawa, Hiromitsu Yagihashi, Masaharu
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International Symposium on Space Technology and Science, 2019-a-56, June 15-21, Fukui Japan.
[45] Akira Kawasaki, Jiro Kasahara, Ken Matsuoka, Keisuke Goto, Ryuya Yokoo, Ju-Hoe Kim, Akiko
Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hiroto Habu, Shinsuke Takeuchi, Koki
Kitagawa, Hirobumi Tobe, Kazuhiko Yamada, Asato Wada, Development Status of a Detonation
Engine Testing Module Toward Flight Demonstration on S-520-31, 32nd International Symposium onSpace Technology and Science, 2019-m-02, June 15-21, Fukui Japan.
[46] Keisuke Goto, Ryuya Yokoo, Juhoe Kim, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko
Matsuo, Ikkoh Funaki, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Hideto Kawashima, Propulsive
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Nishiyama, Hitoshi Kuninaka, Development Progress of the Proof of Concept HybridElectro-Chemical Thruster, 32nd International Symposium on Space Technology and Science,
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[50] Keisuke Goto, Akira Kawasaki, Ken Matsuoka, Jiro Kasahara, Akiko Matsuo, Daisuke Nakata, Ryuya
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ASME-JSME-KSME 2019 Joint Fluids Engineering Conference AJKFLUIDS2019 July 28-August 1,
2019, San Francisco, CA, USA, AJKFLUIDS2019-5621[52] Hiromitsu Yagihashi, Daisuke Nakata, Ryojiro Minato, Inaho Yoshikawa, Koki Arimatsu, Masaharu
Uchiumi, EXPERIMENTAL STUDY OF TEMPERATURE AND PHASE TRANSITION OF
LIQUID OXYGEN AT IGNITION IN IMPINGING INJECTOR OF GAS GENERATOR,
ASME-JSME-KSME 2019 Joint Fluids Engineering Conference AJKFLUIDS2019 July 28-August 1,
2019, San Francisco, CA, USA, AJKFLUIDS2019-4935[53] Kazuki YASUDA, Daisuke NAKATA, Masaharu UCHIUMI, Kugo OKADA, Ryoji IMAI,FUNDAMENTAL STUDY ON INJECTOR FLOW HARACTERISTICS OF SELF-PRESSURIZINGFLUID FOR SMALL ROCKET ENGINES, ASME-JSME-KSME 2019 Joint Fluids Engineering
Conference AJKFLUIDS2019 July 28-August 1, 2019, San Francisco, CA, USA,AJKFLUIDS2019-5625[54] Daisuke Nakata, Ryojiro Minato, Hiromitsu Yagihashi, Koki Arimatsu, Inaho Yoshikawa, Satoshi
Inazumi, Masaya Sumiyoshi, Masaharu Uchiumi, Hot Gas Temperature Distribution in a
Gas-Generator for Air Turbo Ramjet Engine, 24th ISABE conference, ISABE-2019-24253[55] Ryojiro Minato, Daisuke Nakata, Masaharu Uchiumi, Inaho,Yoshikawa, Hiromitsu, Yagihashi andKouki Arimatsu, Dual Manifold Flow Control System for Gas-Generator Cycle Air Ramjet Engine,
24th ISABE conference, ISABE-2019-24253[56] Hitoshi Asano, Hiroyuki Nakase, Osamu Kawanami, Koichi Inoue, Koichi Suzuki, Ryoji Imai,
Satoshi Matsumoto, Haruhiko Ohta, Liquid film structure of annular flows under microgravity Results of TPF experiments onboard International Space Station, 14TH INTERNATIONALCONFERENCE ON TWO-PHASE SYSTEMS FOR SPACE AND GROUND APPLICATIONS &ESA TOPICAL TEAMS MEETINGS, Granada, Spain, September 24-27, 2019.
[57] Osamu Kawanami, Tenkaro Takeda, Ryoma Naguchi, Ryoji Imai, Yutaka Umemura, Takehiro
Himeno, Experimental study of subcooling mixing jet for thermal vent system, 14TH
INTERNATIONAL CONFERENCE ON TWO-PHASE SYSTEMS FOR SPACE AND GROUNDAPPLICATIONS & ESA TOPICAL TEAMS MEETINGS, Granada, Spain, September 24-27, 2019.
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106

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Ninh, Vietnam, November 1-3, 2019[59] 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[60] 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[61] Masazumi Ueba, Tomohiro Kamata, Sakurako Nakajima, and Yousuke Maeda, “Verification of Full
Autonomous Flight from Take-off to Landing of a Low-speed Model Airplane and its Application to a
Small-sclae Unmanned Supersonic Airplane,” 32nd International Symposium on Space Technology
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国内学会発表論文[1]

今井良二，天野裕二，湯瀬秀平，推進薬タンクを対象とした微小重力下容器内動的濡れ挙動に関する研究，日本混相流学会混相流シンポジウム2016， 2016年8月8日～10日，京都市[2]

今井良二，後藤翔，今村卓哉， 齋藤真之，小野寺英之，杉岡正敏，東野和幸，Al-水反応を利用した推進系における水タンク液体マネジメントおよび反応槽気液分離技術に関する研究， 日本混相流学会混相流シンポジウム2016， 2016年8月8日～10日，京都市[3]

五明 泰作， 浮穴 涼介， 浅野 等，大田 治彦，新本 康久，河南 治，鈴木 康一，今井 良
二，栗本 卓，松本 聡，澤田 健一郎，一成分二相流の流れの発達に関する研究，日本混相
流学会混相流シンポジウム2016，2016年8月8日～10日，京都市.

[4]東野和幸，中田大将，今井良二，湊亮二郎，杉岡正敏，高久雄一，溝端一秀，樋口 健，
勝又暢久，棚次亘弘(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小型超音速機【オオワシ】の研究開発状況と推進系について，第60回宇宙科学技術連合講演会，3Ｈ18，
函館，(2016.09.6-9).

[5]

岸本直子，樋口 健，岩佐貴史，藤垣元治，勝又暢久：大型宇宙構造物の高速かつ高精度な軌道上形状計測を可能にする画像計測法の研究開発，第60回宇宙科学技術連合講演会，3
Ｈ14，函館，(2016.09.6-9)[6]秋葉鐐二郎，平元利峰，三橋龍一，樋口 健：大型LTAへの接着剤応用の可能性，第60回宇宙科学技術連合講演会，2B04，函館，(2016.09.6-9).

[7]樋口 健，勝又暢久，
植地 矩：厚みのある平板による宇宙大型展開構造物，
JSASS-2016-4122，
第60回宇宙科学技術連合講演会，1H09，(2016.9.6-9)，函館(函館アリーナ).

[8]

笠原 次郎，松岡 健，石原 一輝，後藤 啓介，西村 純平(名大)，松尾 亜紀子(慶応大)，船木 一幸(JAXA)，中田 大将，東野 和幸，棚次 亘弘(室蘭工大)，回転デトネーションエンジ
ンの飛行実証に向けた実験研究，第60回宇宙科学技術連合講演会，3A13，函館，(2016.9.6-9).

[9]

安田 一貴，中田 大将，岡田 空悟，東野 和幸，廣田 光智，渡邉 力夫，ハイブリッドロ
ケットのクラスタリングに関する基礎研究，第60回宇宙科学技術連合講演会，4A01，函館，(2016.9.6-9)

107

[10]

後藤翔，今村卓哉，齋藤 真之，今井良二，杉岡正敏，東野和幸，Al-水反応を利用した推進系における水タンク液体マネジメ ントおよび反応槽気液分離技術に関する研究，第60回宇宙科学技術連合講演会，P09，函館，(2016.9.6-9).

[11]

天野 裕司，湯瀬 秀平，今井 良二，宇宙機推進薬タンクを対象とした微小重力下動的濡れ挙動の解析技術に関する研究，P13，函館，(2016.9.6-9).

[12]上羽正純，横田滋弘，小型無人超音速実験機の自律飛行に向けた着陸制御系飛行検証，第54回飛行機シンポジウム，2M06，富山，2016.10.24-26[13]

高橋康平，上羽正純，小型無人超音速実験機向け離陸制御系の飛行検証，第54回飛行機シンポジウム，2M06，富山，2016.10.24-26[14]

塩野経介，石上幸哉，溝端一秀，東野和幸，新井隆景，室蘭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，第54回飛行機シンポジウム，1F06，富山，2016.10.24-26[15]

山﨑優樹，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，第54回飛行機シンポジウム，3I07，富山，2016.10.24-26[16]

三浦壮晃，石上幸哉，塩野経介，溝端一秀，東野和幸，小型超音速飛行実験機のCFD解析による空力評価，第54回飛行機シンポジウム，3I08，富山，2016.10.24-26[17]

岸本直子，樋口 健，岩佐貴史，勝又暢久：SfMを使った構造物の形状計測，JSASS-2016-3022，
第58回構造強度に関する講演会，1B06，pp.54-56，(2016.8.3-5)，札幌（北海道大学）.

[18]

勝又暢久，片倉寛史，後藤良太，樋口 健：組紐被覆伸展梁の非線形曲げ座屈に関する基礎的検討，JSASS-2016-3056，第58回構造強度に関する講演会，2B08，pp.156-158，(2016.8.3-5)，
札幌（北海道大学）.

[19]

丹治 陸，樋口 健，勝又暢久：小型無人超音速飛行実験機の着陸ダイナミクス解析に基づく主脚構造検討，JSASS-2016-3095，第58回構造強度に関する講演会，3B17，pp.268-270，(2016.8.3-5)，札幌（北海道大学）.

[20]

伊藤良磨，樋口健，勝又暢久，岩佐貴史，岸本直子，藤垣元春：計測対象表面に2次元格子を貼り付けた表面形状相対変位計測，第32回宇宙構造･材料シンポジウム，A02，(2016.12.9)，
相模原

[21]

大堀英雄，中田大将，杉岡正敏，今井良二，東野和幸，Al/水系反応を利用した水素製造循
環に関する研究（その3），第17回北海道エネルギー資源環境研究発表会，（2017.1.17），
札幌（北海道大学）.

[22]

西村 純平，石原 一輝，後藤 啓介，中神 壮馬，松岡 健，笠原 次郎，松尾 亜紀子，船木一幸，向江 洋人，安田 一貴，中田 大将，東野 和幸，耐熱複合材回転デトネーションエ
ンジン内の燃焼および伝熱特性評価，第54回燃焼シンポジウム，2016年11月23-25，E32，仙台[23]

溝端一秀，石上幸哉，三浦壮晃，塩野経介，山﨑優樹，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）の空力に関する最近の取り組みについて」，
STCP-2016-032，平成28年度宇宙輸送シンポジウム，2017年1月16日，相模原．

[24]

笠原次郎，石原一輝，西村純平，中神壮馬，松岡建，松尾亜紀子，船木一幸，向江洋人，
安田一貴，中田大将，東野和幸，C/C複合材回転デトネーションエンジンの伝熱特性及び長秒時地上燃焼実験，平成28年度宇宙輸送シンポジウム，2017年1月，相模原

108

[25]

仲野直哉，高久雄一，上羽正純，樋口健，画像処理による屋外飛行無人航空機における誤検出抑制法の実験的検討，第49回計測自動制御学会北海道支部講演会，札幌，2017年2月22日[26]

高久雄一，阿部祐太郎，上羽正純，北沢祥一，樋口健，複数無人航空機による同時観測を可能とする高精度・高応答追尾アンテナ制御システムの追尾・切替性能評価実験，電子情報通信学会衛星通信研究会，SAT2016-66，勝浦，2017年2月23日～24日[27]

大堀英雄，中田大将，杉岡正敏，今井良二，東野和幸，Al/水反応における水素製造循環シ
ステムに関する研究，日本航空宇宙学会北部支部創立30周年記念2017年講演会ならびに第18回再使用型宇宙推進系シンポジウム，仙台（東北大学），2017.3.16-17.

[28]

溝端一秀，石上幸哉，三浦壮晃，塩野経介，山崎優樹，市川陸，白方洸次，田井翔一郎，
東野和幸（室蘭工大），新井隆景（大阪府立大）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，北大-JAXA連携企画講演会・第14回HASTIC学術講演会，北大，2017年3月7日．

[29]

白方洸次，溝端一秀，石上幸哉，三浦壮晃，塩野経介（室蘭工大），新井隆景（大阪府立大）室蘭工大の小型超音速飛行実験機（オオワシ）の姿勢変化レートによる空力特性，北大-JAXA連携企画講演会・第14回HASTIC学術講演会，北大，2017年3月7日．

[30]

勝又暢久，樋口 健，藤井駿，佐藤伸平，中尾拓治，藤田智之，小野寛王，田宮俊（室蘭工大），小型超音速飛行実験機（オオワシ）の構造設計，北大-JAXA連携企画講演会・第14回HASTIC学術講演会，北大，2017年3月7日．

[31]

上羽正純，高橋康平，鎌田智寛，高久雄一（室蘭工大），小型超音速飛行実験機に向けた
自律飛行用誘導制御システムと飛行実証，北大-JAXA連携企画講演会・第14回HASTIC学術
講演会，北大，2017年3月7日．

[32]

石原眞優，湊亮二郎，中田大将，今井良二，東野和幸（室蘭工大）GG-ATRエンジンの性能特性について，北大-JAXA連携企画講演会・第14回HASTIC学術講演会，北大，2017年3月7
日．

[33]

岡田空悟，中田大将，安田一貴，東野和幸（室蘭工大）高速走行軌道実権設備の最近の取り組み，北大-JAXA連携企画講演会・第14回HASTIC学術講演会，北大，2017年3月7日．

[34]

湊亮二郎，中田大将，東野和幸，今井良二，八島優太，石原眞優，向江洋人，森下海怜（室工大），GG-ATRエンジンＧＮ2冷走試験について，日本航空宇宙学会北部支部創立30周年記念2017年講演会ならびに第18回再使用型宇宙推進系シンポジウム，仙台（東北大学），
2017.3.16-17.

[35]

森下海怜，吉川稲穂，中田大将，湊亮二郎，東野和幸，フィルムクーリング型水素点火器の作動特性，日本航空宇宙学会北部支部創立30周年記念2017年講演会ならびに第18回再使用型宇宙推進系シンポジウム，仙台（東北大学），2017.3.16-17.

[36]

安田一貴，岡田空悟，中田大将，東野和幸，亜酸化窒素のタンク排出特性に関する実験的研究，日本航空宇宙学会北部支部創立30周年記念2017年講演会ならびに第18回再使用型宇宙推進系シンポジウム，仙台（東北大学），2017.3.16-17.

[37]

向江洋人，湊亮二郎，中田大将，東野和幸，GG-ATRエンジン用軸受の発熱・冷却特性に関する研究，日本航空宇宙学会北部支部創立30周年記念2017年講演会ならびに第18回再使用型宇宙推進系シンポジウム，仙台（東北大学），2017.3.16-17.

[38]

今村卓哉，後藤翔，劉思博，今井良二，杉岡正敏，東野和幸，Al/水反応推進系における水109

タンク内液体マネジメント技術に関する研究，日本航空宇宙学会北部支部創立30周年記念
2017年講演会ならびに第18回再使用型宇宙推進系シンポジウム，仙台（東北大学），
2017.3.16-17.
[39]

道原孟里，天野裕司，今井良二，宇宙機推進薬タンクを対象とした微小重力下動的濡れ挙動とスロッシング挙動に関する研究，日本航空宇宙学会北部支部創立30周年記念2017年講演会ならびに第18回再使用型宇宙推進系シンポジウム，仙台（東北大学），2017.3.16-17.

[40]

東野和幸，今井良二，湊亮二郎，中田大将，小型無人超音速機オオワシの推進系システムの研究開発状況と課題，日本航空宇宙学会第48期年会講演会，東京（東京大学），2017.4.13-14[41]

西村 純平，石原 一輝， 後藤 啓介， 中神 壮馬， 松岡 健， 笠原 次郎，松尾 亜紀子，
船木 一幸， 向江 洋人， 安田 一貴， 中田 大将， 東野 和幸， 森合 秀樹，耐熱複合材
回転デトネーションエンジン内の熱流束測定及び熱伝達特性評価，航空原動機講演会，2B06，
2017年3月，沖縄[42]

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．

[43]

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

[44]

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[45]

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

[46]

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[47]

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[48]

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[49]

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[50]

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

[51]

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[52]

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

110

[53]

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[54]

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[55]

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[56]

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[57]

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[58]

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

[59]

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

[60]

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．

[61]

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．

[62]

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[63]

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．

[64]

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．

[65]

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．

[66]

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[67]

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

111

[68]

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[69]

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[70]

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[71]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[72]

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[73]

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[74]

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．

[75]

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．

[76]

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．

[77]

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[78]

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[79]

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[80]

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[81]

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[82]

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．

[83]

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．

[84]

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，

112

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．
[85]

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．

[86]

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．

[87]

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[88]

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[89]

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[90]

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．

[91]

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．

[92]

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．

[93]

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．

[94]

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．

[95]

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．

[96]

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．

[97]

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．

113

[98]

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．

[99]

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．

[100] 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．
[101] 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．
[102] 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．
[103] 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．
[104] 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．
[105] 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．
[106] 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
[107] 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.
[108] 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．
[109] 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．
[110] 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．

114

[111] 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．
[112] 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．
[113] 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．
[114] 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．
[115] 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．
[116] 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[117] 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[118] 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[119] 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[120] 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[121] 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[122] 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[123] 佐藤侑也，今井良二，中田大将，湊亮二郎，内海政春（室工大），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 回宇宙科学技術講演会，P18，久留米市，2018.10．24－26[124] 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115

術講演会，P18,久留米市, 2018.10．24－26[125] 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．
[126] 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．
[127] 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．
[128] 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[129] 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[130] 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．
[131] 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．
[132] 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．
[133] 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．
[134] 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．
[135] 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[136] 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[137] 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[138] 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

116

[139] 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[140] 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[141] 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[142] 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[143] 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．
[144] 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．
[145] 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．
[146] 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．
[147] 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．
[148] 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．
[149] 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．
[150] 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[151] 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

117

[152] 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[153] 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[154] 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[155] 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[156] 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[157] 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[158] 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[159] 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[160] 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．
[161] 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．
[162] 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．
[163] 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[164] 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[165] 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

118

[166] 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[167] 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[168] 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[169] 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[170] 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[171] 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
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
[172] 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[173] 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[174] 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[175] 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[176] 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[177] 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[178] 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

119

講演会，2019/3/13，札幌市[179] 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[180] 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．
[181] 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．
[182] 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[183] 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[184] 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.
[185] 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[186] 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[187] 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[188] 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[189] 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120

[190] 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[191] 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[192] 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[193] 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．
[194] 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．
[195] 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．
[196] 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[197] 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[198] 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[199] 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[200] 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[201] 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[202] 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[203] 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[204] 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

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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[205] 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[206] 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[207] 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[208] 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[209] 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[210] 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[211] 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 UAV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[212] 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.
[213] 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.
[214] 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.
[215] 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.
[216] 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.
[217] 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[218] 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

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[219] 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
[220] 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．
[221] 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[222] 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).
[223] 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[224] 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[225] 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[226] 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[227] 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．
[228] 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[229] 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[230] 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，

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神戸市
[231] 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
[232] 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[233] 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[234] 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

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

124

···························· 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）(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

125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 20202021 年 10 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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