Experimental Study on Detonation Wave Actuator
| Project/Area Number |
17K18937
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| Research Category |
Grant-in-Aid for Challenging Research (Exploratory)
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| Allocation Type | Multi-year Fund |
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| Research Field |
Aerospace engineering, Naval and maritime engineering, and related fields
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| Research Institution | Nagoya University |
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Principal Investigator |
Kasahara Jiro 名古屋大学, 工学研究科, 教授 (60312435)
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| Co-Investigator(Kenkyū-buntansha) |
松尾 亜紀子 慶應義塾大学, 理工学部(矢上), 教授 (70276418)
船木 一幸 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構, 宇宙科学研究所, 准教授 (50311171)
松岡 健 名古屋大学, 工学研究科, 講師 (40710067)
川崎 央 名古屋大学, 工学研究科, 助教 (20802242)
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| Project Period (FY) |
2017-06-30 – 2019-03-31
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| Project Status |
Completed (Fiscal Year 2018)
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| Budget Amount *help |
¥6,370,000 (Direct Cost: ¥4,900,000、Indirect Cost: ¥1,470,000)
Fiscal Year 2018: ¥3,120,000 (Direct Cost: ¥2,400,000、Indirect Cost: ¥720,000)
Fiscal Year 2017: ¥3,250,000 (Direct Cost: ¥2,500,000、Indirect Cost: ¥750,000)
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| Keywords | デトネーショ / 推進工学 / 航空宇宙工学 / 熱工学 / 輸送機器 / フィルム冷却 / アクチュエータ / デトネーション |
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| Outline of Final Research Achievements |
We developed a rotating-detonation-engine actuator without an inner cylinder and measured the thrust characteristics of a high-speed jet of the engine, and confirmed that a thrust of 90% or more of the theoretical performance (assuming a proper expansion) was generated. When the control signal is input ON, the valves of the fuel (ethylene) and the oxidizer (oxygen) are opened, and the gas is injected into the actuator combustor and ignited to generate a rotational detonation wave. A jet can be generated, and it is configured to stop when it is turned off. We achieved that the response time of the engine was 100 ms, and the Isp was 242 sec. The results were also confirmed by visualization measurement. In addition, a nitrogen film cooling mechanism was developed, and it was experimentally confirmed that the heat flux to the wall can be suppressed.
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| Academic Significance and Societal Importance of the Research Achievements |
本研究にて特性を解明するデトネーションアクチュエータを、ロケット初段胴体下部にアレイ化し、一体化した場合、大推力を得ることができ、同一直径で既存ロケットの数倍の推力を達成できる。さらにアクチュエータを機体構造材として利用することによって、既存液体ロケットの構造効率を削減可能であり。ロール含む3 自由度の制御が可能になり、再使用帰還用軌道制御エンジンとしても使用可能である。また、多数のアクチュエータを使用することで、信頼性が各段に高まる。つまり本研究は、エンジンと機体を統合することで、これまでの液体ロケットを超えた高性能の航空宇宙機を創造するという点で、挑戦的な意義を有している。
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Report
(3 results)
Research Products
(33 results)
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[Presentation] Experimental Performance Validation of a Rotating Detonation Engine toward a Flight Demonstration2019
Author(s)
K. Goto, R. Yokoo, J. Kim, A. Kawasaki, K. Matsuoka and J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki, D. Nakata, M. Uchiumi,
Organizer
SciTech 2019, 57th AIAA Aerospace Science Meeting
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[Presentation] Preliminary Experiments on Rotating Detonation Rocket Engine for Flight Demonstration Using Sounding Rocket2018
Author(s)
K. Goto, J. Nishimura, J. Higashi, H. Taki, T. Ukai, Y. Hayamizu, K. Kikuchi, T. Yamada, S. Watanabe, K. Hotta, T. Inakawa, A. Kubota, M. Yamaguchi, T. Daicho, A. Kawasaki, K. Matsuoka, J. Kasahara, A. Matsuo, I. Funaki
Organizer
SciTech 2018, 56th AIAA Aerospace Science Meeting
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Int'l Joint Research
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[Presentation] 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2018
Author(s)
鵜飼 貴斗, 瀧 春菜, 後藤 啓介, 西村 純平, 東 純一, 速水 雄規, 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
Organizer
平成29年度衝撃波シンポジウム
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[Presentation] Study on Rotating Detonation Engine Performance in Low Ambient Pressure for Sounding Rocket Flight Experiment2017
Author(s)
J. Kasahara, K. Matsuoka, A. Kawasaki, K. Goto, J. Nishimura, J. Higashi, H. Taki, T. Ukai, Y. Hayamizu, K. Hiroyuki, T. Yamada, S. Watanabe, K. Hotta, T. Inakawa, Y. Kubota, M. Yamaguchi, T. Daicho, A. Matsuo, I. Funaki, K. Yasuda, K. Mori, H. Yagihashi, D. Nakata, M. Uchiumi, K. Higashino
Organizer
International Workshop on Detonation for Propulsion 2017
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Int'l Joint Research / Invited
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