著者
中道 達也 松岡 健 笠原 次郎 松尾 亜紀子 船木 一幸
出版者
一般社団法人 日本航空宇宙学会
雑誌
航空宇宙技術 (ISSN:18840477)
巻号頁・発行日
vol.10, pp.107-112, 2011 (Released:2012-01-17)
参考文献数
23

We conducted multi-cycle combustion experiments of a coaxial-rotary-valve pulse detonation engine (PDE) system. This PDE system showed a stable operation at the valve rotating frequencies of 5.0, 10, 15, 20, and 33 Hz. We successfully measured propellant mass flow rates, thrusts, and specific impulses in the 2-sec operation duration. The maximum thrust was 32 N at the operation frequency of 33 Hz and at the supply pressure of 0.98 MPa. The maximum specific impulse was 250 sec at the operation frequency of 33 Hz and at the supply pressure of 0.69 MPa. The partial fill ratio was varied from 0.07 to 1.14. The partial fill effect was almost identical to the previous model calculations.
著者
大津 広敬 安部 隆士 船木 一幸
出版者
一般社団法人 日本航空宇宙学会
雑誌
日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)
巻号頁・発行日
vol.54, no.628, pp.181-188, 2006 (Released:2006-06-30)
参考文献数
17
被引用文献数
2 2

An applicability of the electrodynamic heat shield system to super-orbital reentry vehicles was investigated. In the case of the super-orbital reentry flight, due to the strong ionization reactions inside the shock layer, the heat shield system which utilizes the electromagnetic force is expected to work well. In the present study, in order to evaluate the reentry heating reduction by this heat shield system, we performed a CFD analysis including thermochemical non-equilibrium effects and an electromagnetic force. The flight condition used for the present study is that the velocity is 11.6km/s at the altitude of 64km at which the stagnation point heat flux of the MUSES-C reentry capsule is considered to be the maximum value. From our CFD results, we found that the heat flux to the vehicle could be reduced by up to 50%. Additionally, it was also found that the drag coefficient increased with the magnetic field strength, and the maximum value of the drag coefficient was 2.0 with the magnetic field strength of 0.6[T].
著者
船木 一幸 山川 宏 藤田 和央 野中 聡
出版者
一般社団法人日本物理学会
雑誌
日本物理學會誌 (ISSN:00290181)
巻号頁・発行日
vol.58, no.4, pp.266-269, 2003-04-05
被引用文献数
3

「面白い宇宙推進システムがあるらしい.」宇宙工学に携わる若手メンバーで初めて磁気プラズマセイルの話をしたのは,M-Vロケットの認定試験中,宇宙科学研究所能代ロケット試験場でのことだった.長い開発期間の末のH-IIAロケットの完成もあり,日本でも木星以遠の科学探査が視野に入ってきた.しかし,外惑星は遠く,軌道遷移に必要な増速量(ΔV)は膨大である.ΔVを大きく取ると探査機に占める推進剤重量の割合が大きくなるため,数トンに及ぶ巨大な探査機でもほんの僅かな観測機器(ペイロード)しか搭載できない.重厚長大な旧来型のミッションが喜ばれるご時世でないのは,誰の目にも明らかであろう.しかしながら,こうした現状を打ち破るコンパクトな探査機が実現可能かもしれない.そして,ひょっとしたら太陽系の外にさえも,たった数年で探査機を送り出すことができるかもしれない.そんな革新的な宇宙推進システムの可能性を探るため,自称「磁気プラズマセイル研究会」を結成.半年にわたって検討を進めてきた.
著者
山川 宏 小川 博之 藤田 和央 野中 聡 澤井 秀次郎 國中 均 船木 一幸 大津 広敬 中山 宜典
出版者
一般社団法人 日本航空宇宙学会
雑誌
日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)
巻号頁・発行日
vol.52, no.603, pp.148-152, 2004 (Released:2004-05-31)
参考文献数
4
被引用文献数
5 5

A magneto-plasma sail produces the propulsive force due to the interaction between the artificial magnetic field around a spacecraft inflated by the plasma and the solar wind erupted from the Sun. The inflation of the magnetic field by the plasma was proposed by a group of the University of Washington and the basic research has just started. This paper summarizes the characteristics of the magneto plasma sail by comparing with the other low-thrust propulsion systems, and investigates its potential application to near future planetary missions. Finally, an engineering satellite to demonstrate the magneto-plasma sail is proposed as a first step.