| Project/Area Number |
19H05464
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| Research Category |
Grant-in-Aid for Specially Promoted Research
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| Allocation Type | Single-year Grants |
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| Review Section |
Science and Engineering
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| Research Institution | Nagoya University |
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Principal Investigator |
Kasahara Jiro 名古屋大学, 未来材料・システム研究所, 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, 教授 (50311171)
中田 大将 室蘭工業大学, 大学院工学研究科, 准教授 (90571969)
内海 政春 室蘭工業大学, 大学院工学研究科, 教授 (60727634)
羽生 宏人 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, 教授 (60353421)
松岡 健 名古屋大学, 工学研究科, 准教授 (40710067)
川崎 央 静岡大学, 学術院工学領域, 准教授 (20802242)
平嶋 秀俊 崇城大学, 工学部, 講師 (80964486)
江口 光 室蘭工業大学, 大学院工学研究科, 助教 (30904552)
渡部 広吾輝 名古屋大学, 工学研究科, 助教 (20881238)
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| Project Period (FY) |
2019-04-23 – 2024-03-31
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| Project Status |
Completed (Fiscal Year 2023)
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| Budget Amount *help |
¥625,170,000 (Direct Cost: ¥480,900,000、Indirect Cost: ¥144,270,000)
Fiscal Year 2023: ¥82,680,000 (Direct Cost: ¥63,600,000、Indirect Cost: ¥19,080,000)
Fiscal Year 2022: ¥85,150,000 (Direct Cost: ¥65,500,000、Indirect Cost: ¥19,650,000)
Fiscal Year 2021: ¥148,980,000 (Direct Cost: ¥114,600,000、Indirect Cost: ¥34,380,000)
Fiscal Year 2020: ¥112,190,000 (Direct Cost: ¥86,300,000、Indirect Cost: ¥25,890,000)
Fiscal Year 2019: ¥196,170,000 (Direct Cost: ¥150,900,000、Indirect Cost: ¥45,270,000)
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| Keywords | デトネーション / 推進工学 / 航空宇宙工学 / 観測ロケット / 自律圧縮 |
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| Outline of Research at the Start |
デトネーション（極超音速）燃焼を用いた推進機構が航空宇宙工学分野に革新をもたらしている．本研究では，革新的な自律圧縮過程を有する多孔壁噴射器付直接冷却回転デトネーションエンジン及び，機体とエンジンの統合を実現するデトネーションユニットの研究を実施することによって，航空宇宙機の革新的高性能化と軽量化の原理を同時に解明する．また， 2023年には，観測ロケットの第３段にデトネーションエンジンを搭載してロケットとして世界最高性能の低軌道投入飛行プログラムの採択を目指す．
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| Outline of Final Research Achievements |
We have elucidated the physics of rotating detonation engine operation with a propellant with liquid fuel oxidizer, and with a throatless rocket combustor which defies the conventional wisdom of compressible fluid dynamics. A proof-of-principle demonstration of a valve that opens and closes at 1500 m/s was performed to elucidate the phenomenon of duct blockage due to the propagation of detonation from the plenum to the combustor, and the limits of pressure increase were clarified. We clarified the physics of the detonation engine with a porous cooling surface structure, and of the ultra-compact detonation engine with high cooling performance. Successful space flight demonstration of the system was performed by the sounding rocket S-520-31 experiment, and the flight model of the S-520-34 experiment was fabricated, leading to the adoption of the sounding rocket experiment S-520-X from FY2026 onward.
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| Academic Significance and Societal Importance of the Research Achievements |
デトネーション燃焼を利用すると、航空宇宙機の歴史はじまって以来の推進機の超軽量・超高性能化の実現を可能ならしめることができる。具体的には、デトネーションエンジンを用いることで、輸送コストを低下させ、再使用宇宙輸送系・軌道間輸送機系（OTV）・ロケット初段・２段等の実現が容易となる。本研究の成果によって、航空宇宙工学分野において1903年のライトフライヤー以来の原理的に高次元の高性能システムを出現させ、全く新しい航空宇宙分野の学術が切り拓かれる。本研究の成果は、航空宇宙工学の歴史を変え、またエンジンを含んだシステムの革新に資するものである。
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| Assessment Rating |
Ex-post Assessment Comments (Rating)
A-: In light of the aim of introducing the research area into the research categories, expected outcomes of research have been produced on the whole though the progress in a part of the research has been delayed.
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Assessment Rating |
Interim Assessment Comments (Rating)
A: In light of the aim of introducing the research area into the research categories, the expected progress has been made in research.
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