Relaxation enhancement from intra- to intermolecular vibrations in water continuously excited by wavelength-selective infrared radiation
Yoshitaka TANADA, Tsuyoshi TOTANI, Satoru ODASHIMA, Kazumichi KOBAYASHI, Yoshio KONDO
Journal of Thermal Science and Technology, 20, 25-00209, 2025年12月, ［査読有り］, ［責任著者］
英語, 研究論文（学術雑誌）, 45294852

A Novel System for Crystal Polymorph Discovery via Selective-Wavelength Infrared Irradiation Using Metamaterials
Yoshio Kondo, Tsuyoshi Totani, Satoru Odashima, Daiki Kato, Norimitsu Tohnai
Crystals, 15, 8, 741, MDPI AG, 2025年08月20日, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, The control of crystal polymorphs is central to the design of pharmaceuticals and functional materials. Conventionally, crystal polymorph production has been controlled primarily by adjusting chemical and thermodynamic parameters. In this study, we developed a device capable of emitting infrared radiation at selected wavelengths using a novel material having a “MIM structure” which is a type of metamaterial. With this device, we propose a new approach to crystal polymorph control through the irradiation of narrow-band infrared radiation that coincides with the infrared absorption band of specific functional groups. In this paper, we present the design and operating principle of a new crystallization system, and as an application example, we report the experimental results of controlling the crystal polymorphs of Ritonavir, an active pharmaceutical ingredient.

Thermal design exploration of flexible and lightweight antenna structures through design of experiments
Delburg Mitchao, Tsuyoshi Totani, Hiraku Sakamoto
Applied Thermal Engineering, 264, 125323, 125323, Elsevier BV, 2025年04月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Verification of Thermal Design for Small Satellite Izanagi with Synthetic Aperture Radar using Measured Flight Data
Masaki Aoi, Tsuyoshi Totani, Hiroki Kitamura, Shunsuke Onishi, Yuji Sakamoto
Journal of Evolving Space Activities, 2, Article No.210, 2024年, ［査読有り］, ［責任著者］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Thermal Effects of Aluminum-Copper-Aluminum Clad Material for the Utilization of the Entire Heat Capacity of Microsatellites
Kei Yoshii, Tsuyoshi Totani
Journal of Evolving Space Activities, 1, Article No.84, 2023年12月, ［査読有り］, ［最終著者, 責任著者］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Molecular dynamics study of evaporation induced by locally heated argon liquid
Hirofumi Tabe, Kiryu Hiramatsu, Kazumichi Kobayashi, Hiroyuki Fujii, Masao Watanabe, Tsuyoshi Totani
Applied Thermal Engineering, 212, 118472, 2022年07月, ［査読有り］, ［最終著者］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Manufacturing method of the heat-storable carbon fiber reinforced plastics with applying trans-1,4-polybutadiene by using cellulose nanofibers and electrodeposition solution
Kazuaki Katagiri, Tsuyoshi Totani, Takuya Isono, Ryohei Goto, Shimpei Yamaguchi, Sonomi Kawakita, Tomoatsu Ozaki, Hirosuke Sonomura, Sayaka Minami, Shinya Honda, Katsuhiko Sasaki
Journal of Energy Storage, 31, 101636, Elsevier BV, 2020年10月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Thermal Design of Upper Boost Stage with Hybrid Kick Motor for Microspacecraft
Tabata Kenichi, Totani Tsuyoshi, Matsushima Kohei, Nagata Harunori
Proceedings of 2020 International Conference on Environmental Systems, ICES-2020-342, 2020年07月, ［査読有り］, ［責任著者］, ［国際誌］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Applying the Thermal Design Method Based on Overall Heat Capacity to Microsatellites
Hajime Ota, Kei Yoshii, Tsuyoshi Totani
Proceedings of 2020 International Conference on Environmental Systems, ICES-2020-292, 2020年07月, ［査読有り］, ［最終著者, 責任著者］, ［国際誌］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Fabrication of heat-storable CFRP by incorporating trans-1,4-polybutadiene with the application of the electrodeposition resin molding method
Kazuaki Katagiri, Ryohei Gotoh, Tsuyoshi Totani, Takuya Isono, Shimpei Yamaguchi, Takuya Ehiro, Hirosuke Sonomura, Tomoatsu Ozaki, Sonomi Kawakita, Yayoi Yoshioka, Sayaka Minami, Shinya Honda, Katsuhiko Sasaki
Journal of Energy Storage, 26, 100980-1, 100980-6, 2019年12月, ［査読有り］, ［国際誌］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Controlling heat release of crystallization from supercooling state of a solid-solid PCM, 2-amino-2-methyl-1,3-propanediol
Ryohei Gotoh, Tsuyoshi Totani, Masashi Wakita, Harunori Nagata
INTERNATIONAL JOURNAL OF HEAT AND MASS TRANSFER, 137, 1132, 1140, 2019年07月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Exhaust Heat Characteristics of Single Liquid Droplet Stream for Liquid Droplet Radiator
TAKANASHI Tomohiro, TOTANI Tsuyoshi, SHIMADA Taizo, RYOMON Kento, WAKITA Masashi, NAGATA Harunori
日本伝熱学会論文集, 27, 1, 43, 52, 社団法人 日本伝熱学会, 2019年, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）, In order to realize a liquid droplet radiator (LDR), which is an equipment used for waste heat rejection in large space structures, the exhaust heat characteristics of a single liquid droplet stream in vacuum are required. In this study, these characteristics were obtained by a combination of experiments and numerical analyses. Experiments were conducted for measuring the amount of waste heat coming from a single liquid droplet stream of silicone oil as the working fluid, using a radiant flux sensor (RFS). The emissivity of the RFS at low temperature was measured, using a black radiation ball with known emissivity at 26°C. Numerical analyses were also performed to separate the radiation from the background of the experimental apparatus included in the radiation measured by the RFS. It was determined that at approximately -180°C, the emissivity of the RFS falls from the catalog value of 0.8 to 0.5. Moreover, the emissivity of the liquid droplet was found to be approximately in the range 0.42–0.51 and the effective emissivity of the single droplet stream was approximately 0.10. The application of these results can improve the feasibility of LDRs.

端面燃焼式ハイブリッドロケットの超小型衛星への応用
齋藤 勇士, 君野 正弥, 添田 建太郎, 戸谷 剛, 永田 晴紀
日本航空宇宙学会誌, 66, 10, 291, 295, 一般社団法人 日本航空宇宙学会, 2018年10月
日本語,

超小型衛星の運用の高機能化および深宇宙探査には，推進器がますます不可欠な存在となる．化学エネルギを用いて大推力を得ることのできる化学ロケットは数km/sの増速が与えられるキックモータになる．主衛星に相乗りする形で打ち上げられる超小型衛星には厳格な安全基準が求められるため，プラスチック等を燃料とするハイブリッドロケットが注目を浴びている．その中でも，端面燃焼式ハイブリッドロケットは，従来型ハイブリッドロケットを凌駕する燃焼特性および推力制御特性が期待されてきた．端面燃焼式ハイブリッドロケットは，燃料製作に困難さを有していたが，高精度3Dプリンタの台頭によって，2014年に実証に成功した．これまでの間，筆者らは数多くの燃焼実験を実施し，研究成果を国内外の学会で発表してきた．本論文では今まで得られた端面燃焼式ハイブリッドロケットの知見をまとめ，今後の課題を紹介する．

Control of Heat Release Energy during Heating from Solid-solid Phase Change Material
Ryohei Gotoh, Tsuyoshi Totani, Masashi Wakita, Harunori Nagata
Proceedings of the 16th International Heat Transfer Conference, IHTC16-24007, 4425, 4432, 2018年08月, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Application of the Wavelength Selective Emitter with the Metamaterial of a Metal-insulator-metal to an Infrared Ray Drying Furnace
Tsuyoshi Totani, Atsushi Sakurai, Thang D. Dao, Tadaaki Nagao, Yoshio Kondo
Proceedings of the 16th International Heat Transfer Conference, IHTC16-24220, 5901, 5908, 2018年08月, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Preliminary Thermal Design for Microsatellites Deployed from International Space Station’s Kibo Module
Delburg P. Mitchao, Tsuyoshi Totani, Masashi Wakita, Harunori Nagata
Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 32, 3, 789, 798, 2018年07月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Fuel Regression Characteristics of a Novel Axial-Injection End-Burning Hybrid Rocket
Yuji Saito, Toshiki Yokoi, Hiroyuki Yasukochi, Kentaro Soeda, Tsuyoshi Totani, Masashi Wakita, Harunori Nagata
JOURNAL OF PROPULSION AND POWER, 34, 1, 247, 259, 2018年01月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Investigation of Throttling Response Characteristics of Axial-Injection End-Burning Hybrid Rockets
Yuji SAITO, Masaya KIMINO, Ayumu TSUJI, Kazunobu OMURA, Hiroyuki YASUKOCHI, Kentaro SOEDA, Tsuyoshi TOTANI, Masashi WAKITA, Harunori NAGATA
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN, 16, 1, 9, 18, 2018年, ［査読有り］

Method for Determining Nozzle-Throat-Erosion History in Hybrid Rockets
Landon Kamps, Yuji Saito, Ryosuke Kawabata, Masashi Wakita, Tsuyoshi Totani, Yusuke Takahashi, Harunori Nagata
JOURNAL OF PROPULSION AND POWER, 33, 6, 1369, 1377, 2017年11月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Verification Firings of End-Burning Type Hybrid Rockets
Harunori Nagata, Hayato Teraki, Yuji Saito, Ryuichiro Kanai, Hiroyuki Yasukochi, Masashi Wakita, Tsuyoshi Totani
JOURNAL OF PROPULSION AND POWER, 33, 6, 1473, 1477, 2017年11月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Orbit manipulation by use of lunar swing-by on a hyperbolic trajectory
Shuntaro Suda, Yasuhiro Kawakatsu, Shujiro Sawai, Harunori Nagata, Tsuyoshi Totani
Advances in the Astronautical Sciences, 160, 4027, 4041, 2017年
研究論文（国際会議プロシーディングス）

ORBIT MANIPULATION BY USE OF LUNAR SWING-BY ON A HYPERBOLIC TRAJECTORY
Shuntaro Suda, Yasuhiro Kawakatsu, Shujiro Sawai, Harunori Nagata, Tsuyoshi Totani
SPACEFLIGHT MECHANICS 2017, PTS I - IV, 160, 4027, 4041, 2017年, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Investigation of Axial-Injection End-Burning Hybrid Rocket Motor Regression
Yuji Saito, Toshiki Yokoi, Lukas Neumann, Hiroyuki Yasukochi, Kentaro Soeda, Tsuyoshi Totani, Masashi Wakita, Harunori Nagata
Advances in Aircraft and Spacecraft Science, 4, 3, 281, 296, 2017年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Thermal Design and On-orbit Validation of the First Philippine Micro-satellite: DIWATA-1
Delburg Mitchao, Tsuyoshi Totani, Yuji Sakamoto, Masashi Wakita, Harunori Nagata
Proceedings of 47th International Conference on Environmental Systems, ICES-2017-130, 2017年, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

端面燃焼式ハイブリッドロケットの推力制御特性に関する研究
齋藤 勇士, 横井 俊希, 津地 歩, 尾村 和信, 安河内 裕之, 添田 建太郎, 戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀
日本航空宇宙学会論文集, 65, 4, 157, 167, 一般社団法人 日本航空宇宙学会, 2017年, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）, In this study, the authors conducted twice experiments to verify the throttling characteristics of axial-injection end-burning hybrid rockets. Oxidizer mass flow rate and chamber pressure were throttled by actuating valves in a fluid circuit consisting of two oxidizer supply lines. Chamber pressure and oxidizer mass flow rate were measured during each firing. The results show that oxidizer to fuel ratio remains constant for similar values of oxidizer mass flow rate. However, two weak points were identified in these throttling firing tests. First, a pressure transient was observed when oxidizer mass flow rate was increased (turn-up operation). The pressure transient consisted of two distinguishable first order lags, a fast lag followed by a slow lag, which are treated by separate curve fitting functions. The fast response is explained by a thermal lag in the solid fuel, whereas the slow response requires further inquiry. Second, the chamber pressure history exhibited hysteresis characteristics of oxidizer mass flow rate due to the increasing fuel regression rate. Therefore, in the throttling tests where oxidizer flow rate was turned-up and returned to the initial condition twice back-to-back, the chamber pressure history was higher in the second iteration than in the first.

Heat Storage and Release Tests of Heat Storage Material with Crystal Transformation
Tsuyoshi Totani, Takuya Kuni, Toshifumi Satoh, Takuya Isono, Masashi Wakita, Harunori Nagata
Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Aerospace Technology Japan, 14, ists30, Pi_1, Pi_6, 2016年09月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Verification of Rapid Thermal Design Approach using Design and Flight Data of Hodoyoshi-1 Microsatellite
Tsuyoshi Totani, Hiroto Ogawa, Masashi Wakita, Harunori Nagata, Yusuke Kuramoto, Naoki Miyashita
Proceeding of 46th International Conference on Environmental Systems, ICES-2016-116, 2016年07月, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Development of Wall Regression Model of Hybrid Rocket Solid Fuel
脇田督司
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN, 14, ists30, 67, 72, 一般社団法人 日本航空宇宙学会, 2016年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）,

The purpose of this study is to develop a computational method to predict fuel regressions for hybrid rocket solid fuels. The shape of the flow field changes depending on the regression and vaporization of the solid fuel. This shape change and the heat flux from the combustion gas to the fuel are mutually dependent. Therefore a computational method that can accurately predicts both of the fuel regression and the heat flux is necessary to clarify the mutual dependence of them. In this study, we have developed a computational method to predict the regression phenomenon including the effect of the shape change of the flow field. The developed code predicts the regression phenomena by repeating gas-phase calculations and regression-phase calculations. The wall consisting of grids permits the flow field to be an arbitrary shape. As the first step, the complex chemical reaction was not included and numerical results were compared with a sublimation phenomenon of naphthalene in a non-combustion flow. Numerical results successfully predicted Nusselt number change due to regression qualitatively.

Influence of Channel Width on Cylindrical Detonation Wave Propagation
脇田督司
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN, 14, ists30, 39, 44, 一般社団法人 日本航空宇宙学会, 2016年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）,

To achieve stable detonation wave propagation to large-bore pulse detonation engine (PDE) combustors, we investigated an initiator for PDEs that uses a pre-detonator, reflector, and driver gas. In this initiator, a planar detonation wave from the pre-detonator becomes a cylindrical detonation wave after collision with the reflector. Wakita et al. previously posited two hypotheses regarding the dominant factors that determine the threshold of propagation to the target gas, which is a stoichiometric hydrogen–oxygen mixture diluted with nitrogen. This study reveals whether the threshold is determined by w/λ or λ/r. To analyze the effect of channel width w on the transition of the cylindrical detonation wave, experiments were conducted for w = 10 mm and w = 15 mm. However, the results could not elucidate whether the threshold is determined by λ/r or w/λ. To clearly distinguish between the effects of w/λ and λ/r, a narrow channel width w' = 3 mm was chosen and implemented using a torus-shaped obstacle. The results showed that a cylindrical detonation wave propagates without quenching when the nitrogen concentration is above 40%, corresponding to the cell size λ greater than w. Accordingly, the cylindrical detonation propagation threshold was determined to be independent of w/λ.

Estimation of Hybrid Rocket Nozzle Throat Erosion History
Yuji SAITO, Tsutomu UEMATSU, Hikaru ISOCHI, Masashi WAKITA, Tsuyoshi TOTANI, Harunori NAGATA
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN, 14, ists30, Pa_145, Pa_151, 2016年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

結晶転移により蓄熱する蓄熱材に及ぼす劣化の影響
國 拓也, 戸谷 剛, 佐藤敏文, 磯野拓也, 脇田督司, 永田晴紀
熱物性, 29, 4, 173, 178, 2015年11月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）

Thermal Analyses of Nano- and Micro- Satellites Pointing to the Earth with Deployable Solar Panel on Sun-synchronous Orbit by Small Number of Nodes　　　　　　　　　　　　　　　
Tilok Kumar DAS, Tsuyoshi TOTANI, Masashi WAKITA, Harunori NAGATA
Mechanical Engineering Research Journal, 9, 79, 85, 2015年03月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Radiation Enhancement by Metal Film on Micro Cavities in Resin
Tsuyoshi TOTANI, Toshio IROKAWA, Minoru IWATA, Masashi WAKITA, Harunori NAGATA
Proceedings of the 15th International Heat Transfer Conference, IHTC-15, IHTC15-8771, 2014年08月, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

New Procedure for Thermal Design of Micro- and Nano-satellites Pointing to Earth
Tsuyoshi TOTANI, Ryota INOUE, Hiroto OGAWA, Tilok Kumar DAS, Masashi WAKITA, Harunori NAGATA
Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Aerospace Technology Japan, 12, ists29, Pf_11, Pf_20, 2014年08月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Heat Storage Material without Phase-change for Micro and Nano Satellite
Tsuyoshi TOTANI, Toshifumi SATOH, Masashi WAKITA, Harunori NAGATA
Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Aerospace Technology Japan, 12, ists29, Po_4_1, Po_4_5, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2014年07月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, The thermal analysis of a micro cubic satellite pointing to the Earth on a sun-synchronous and circular orbit has been carried out using one-nodal analysis. The altitude of the orbit is 500 km. The local time of descending node of the orbit is 11 AM. The combination of the solar absorptivity and the infrared emissivity on the surface of the satellite under which the temperature of the satellite is kept within the allowable temperature range, from 0 to 40 degree Celsius, has been clarified. As the heat capacity is larger, the number of the combinations of the solar absorptivity and the infrared emissivity increases. In order to increase the heat capacity of nano and micro satellites, the development of a heat storage material has been performed. It is desirable that the heat storage materials for micro and nano satellites have the characteristic of not phase- change but crystal transformation at heat storage because a container for heat storage material is not required. Trans-1,4- polybutadiene transforms crystal structure at the temperature of heat storage. Trans-1,4-polybutadiene is produced and the heat storage performance is measured. The produced trans-1,4-polybutadiene has the amount of heat storage of about 80 J/g at the heat storage temperature of 74 deg. C. This amount corresponds to about 70% amount of heat storage of a literature data (112 kJ/kg).The density of the produced trans-1,4-polybutadiene is 706 kg/m³.

Accuracy and applicable range of a reconstruction technique for hybrid rockets
Harunori Nagata, Hisahiro Nakayama, Mikio Watanabe, Masashi Wakita, Tsuyoshi Totani
Advances in Aircraft and Spacecraft Science, 1, 3, 273, 289, Techno Press, 2014年07月01日, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Thermal Design Procedure for Micro- and Nanosatellites Pointing to Earth
Tsuyoshi Totani, Hiroto Ogawa, Ryota Inoue, Tilok K. Das, Masashi Wakita, Harunori Nagata
JOURNAL OF THERMOPHYSICS AND HEAT TRANSFER, 28, 3, 524, 533, 2014年07月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Development and Flight Demonstration of 5 kN Thrust Class CAMUI Type Hybrid Rocket
Harunori NAGATA, Masashi WAKITA, Tsuyoshi TOTANI, Tsutomu UEMATSU
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN, 12, ists29, Ta_1, Ta_4, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2014年04月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, The authors have been developing CAMUI (Cascaded Multistage Impinging-jet) type hybrid rockets, explosive-flee small rocket motors. This is to downsize the scale of suborbital flight experiments on space related technology development. A key idea is a new fuel grain design to increase gasification rates of a solid fuel. By the new fuel grain design, the combustion gas repeatedly impinges on fuel surfaces to accelerate the heat transfer to the fuel. To demonstrate flight performance of a newly developed 5000 N thrust class motor and accumulate flight data around the sonic speed, a launch test was conducted from a coast to the sea. Basic technologies for the sea recovery are staged braking by parachutes, suspending the fuselage on the ocean, and locating the fuselage by an electric beacon and sea marker. Test results were successful and all of the fuselage was recovered. A typical drag coefficient profile around the sonic speed was obtained.

Influence of detonation cell size on propagation of cylindrical detonation wave
Masashi WAKITA, Kazuya SAJIKI, Tsunetaro HIMONO, Tsuyoshi TOTANI, Harunori NAGATA
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN, 12, ists29, Pa_1, Pa_7, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2014年04月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, To achieve reliable transmission of detonation wave to a pulse detonation engine (PDE) combustor, authors examined a combination method of "predetonator", "reflector" and "overfilling of the driver gas" experimentally. A detonation wave propagates around our reflector changing its shape through three transition processes; from planer to cylindrical, toroidal, and planar again. Here, successful transmission to self-sustainable expanding cylindrical detonation wave is key issue. The authors used high sensitivity driver gas mixture (stoichiometric H₂-O₂ mixture) for the center of the cylindrical part to make the cylindrical detonation wave transmit in target gas mixture easily. To generalize the influence of the target gas composition on the necessary overfilling radius of the driver gas mixture, we employ stoichiometric H₂-O₂ mixture diluted by nitrogen or argon as target gas mixture. In this study, we showed that the ration of width of the cylindrical path on cell size of propagation limits of both dilution cases are about 1 when the driver gas is supplied enough to create a stable cylindrical detonation wave over 50 mm. Accordingly, when the cell size of the target gas mixture becomes over comparable size to the width of the cylindrical path, the stable expanding cylindrical detonation wave does not sustain.

Effect of combustion pressure on regression rate of solid fuel under an impinging oxidizer jet counterflow diffusion flame
Ken Terakawa, Tatsuya Saito, Yuji Nakamura, Tsuneyoshi Matsuoka, Harunori Nagata, Tsuyoshi Totani, Masashi Wakita
JOURNAL OF THERMAL SCIENCE AND TECHNOLOGY, 9, 2, 1, 12, 2014年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

One Nodal Thermal Analysis for Nano and Micro Satellites on Sun-Synchronous and Circular Orbits
Tsuyoshi TOTANI, Hiroto OGAWA, Ryota INOUE, Masashi WAKITA, Harunori NAGATA
Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Aerospace Technology Japan, 11, 71, 78, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2013年08月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, One nodal thermal analysis of nano and micro cubic satellites pointing to the Earth on sun-synchronous and circular orbits is carried out. The altitudes of the orbits are from 300 to 1,000 km. The local time of descending node is from 6 to 12. The combinations of the solar absorptivity and the infrared emissivity on the surface of the satellite in which the satellite satisfies the allowable temperature range, from 0 to 40 deg. C., are clarified for each of the above orbits. As the parameter of heat capacity of the satellite over one surface area of the satellite increases, the choice of combinations of the solar absorptivity and the infrared emissivity increases. The number of combinations in the case of the orbits without the shadow region is much larger than that with the shadow region. The number of combinations in the orbits without the shadow region increases with higher altitude and larger projected area with respect to the sun. The number of combinations in the orbits with the shadow region increases with higher altitude, larger projected area and smaller angle of the shadow region.

Detonation Transition Around Cylindrical Reflector of Pulse Detonation Engine Initiator
Masashi Wakita, Masayoshi Tamura, Akihiro Terasaka, Kazuya Sajiki, Tsuyoshi Totani, Harunori Nagata
JOURNAL OF PROPULSION AND POWER, 29, 4, 825, 831, 2013年07月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

EFFECT OF REYNOLDS NUMBER AND FLOW CHANNEL GEOMETRY ON REGRESSION FORMULA FOR FORWARD-END FACES IN CAMUI TYPE FUEL GRAIN
Ryuichiro Kanai, Tatsuya Ishiyama, Masahiro Nohara, Hirokazu Lzumo, Masashi Wakita, Tsuyoshi Totani, Harunori Nagata
SPACE FOR OUR FUTURE, 146, 79, 84, 2013年, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Optical properties of wavelength-selective radiator with periodic microcavities　　　　　　　　　　　　　　　
Tsuyoshi Totani, Naoyuki Ishikawa, Minoru Iwata, Masashi Wakita, Harunori Nagata
Proceedings of the 3rd International Forum on Heat Transfer (CD-ROM), IFHT2012-101, 2012年11月, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

表面微細周期構造を用いた波長選択性ラジエータの性能
戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀
Thermophys Prop, 33rd, 227-229, 2012年10月, ［査読有り］
日本語

Development of Pulse Detonation Engine Initiator using Reflector for Large Bore Combustor
Masashi Wakita, Masayosi Tamura, Akihiro Terasaka, Kazuya Sajiki, Tsuyoshi Totani, Harunori Nagata
Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Aerospace Technology Japan, 10, ists28, Pa_31, Pa_36, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2012年03月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, To achieve reliable transmission of detonation wave to a pulse detonation engine (PDE) combustor, authors have proposed a PDE initiator, which consists of a predetonator and a reflector. A detonation wave propagates around the reflector changing its shape through three transition processes; from planer to cylindrical, toroidal, and planar again. Our previous study revealed that the transition to the cylindrical detonation wave upstream of the board plays a significant role in detonating hydrogen-air mixture in a 100-mm-diam-combustor. A self-sustainable condition of the cylindrical detonation wave is severe when the radius of the wave front is small. In cases using hydrogen-oxygen mixture as driver gas for the 100-mm-diam-combustor, we had to fulfill with driver gas entire upstream of the board at the critical condition for the transition to the cylindrical wave. On the other hand, curvature of the cylindrical detonation wave front becomes smaller with increasing radius of the front, so the self-sustainable condition of the cylindrical wave must be mitigated for a large bore combustor. In this study, we investigated the necessary filling diameter of the driver gas to detonate hydrogen-air cylindrical detonation by using a 500-mm-diam-cylindrical-combustor.

Automatic Circulation Control of Working Fluid in Liquid Droplet Radiator
Tsuyoshi Totani, Takuhiro Takekoshi, Masashi Wakita, Harunori Nagata
Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Aerospace Technology Japan, 10, ists28, Pf_1, Pf_8, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2012年03月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, Liquid Droplet Radiator (LDR) is an important candidate for disposing large quantities of waste heat more than 1 MW which will be handled by large space structures such as Space Power Satellite. The working fluid is heated through a heat exchanger by the waste heat generated in a large structure in space. Then, the working fluid is emitted in space through nozzles of the droplet generator toward a droplet collector as multiple streams of droplets. During the flight in space, the droplets lose thermal energy via radiative heat transfer. After the cooled droplets are captured by the droplet collector, the working fluid is recycled to the heat exchanger by a circulating pump. The automatic control system on the circulation of working fluid in a liquid droplet radiator has been built using a programmable logic controller. The proportional control of flow rate with the term of the variation of the counter flow in the gear pump and the relaxation of the change of an target flow rate has succeeded within 5 percent at the automatic circulation control of the working fluid from 100 ml/min to 200 ml/min and from 200 ml/min to 100 ml/min.

Effects of heat transfer in divergent section of Laval nozzle on exhaust velocity and area ratio
Yuki Iwaki, Tsuyoshi Totani, Masashi Wakita, Harunori Nagata
Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, 54, 185/186, 212, 220, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2012年01月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, The effects of heating or cooling of the supersonic flow in a Laval nozzle have been investigated numerically. We focus on the exhaust velocity and the area ratio at given expansion ratios, which are ranged from 30 to 16,000. This range is equivalent to the area ratio from 4 to 400 at the specific heat ratio of 1.3 under isentropic expansion. Two types of heat profile are considered: pulsed heat transfer (PHT) and distributed heat transfer (DHT). The relations of Rayleigh flow and isentropic expansion are used for PHT. The exhaust velocity is higher than the isentropic value for the case where heat is provided near the throat. In other cases, the exhaust velocity is less than the isentropic value. The equivalent point of heat transfer is introduced for DHT. Using this equivalent point, the results for DHT exhibit the same trend as the results for PHT. This indicates that the effects of DHT can be predicted directly from results for PHT without numerical analyses.

Thermal Analyses of Nano and Micro Satellites on Sun-synchronous Orbit by One Nodal Analysis Method　　　　　　　　　　　　　　　
Tsuyoshi Totani, Hiroto Ogawa, Ryota Inoue, Masashi Wakita, Harunori Nagata
The proceedings of 1st International Conference on Mechanical Engineering and Renewable Energy, ICMERE2011-PI-148, 2011年12月, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Driver Gas Reduction Effect of Pulse-Detonation-Engine Initiator Using Reflecting Board
Masashi Wakita, Ryusuke Numakura, Takatoshi Asada, Masayoshi Tamura, Tsuyoshi Totani, Harunori Nagata
JOURNAL OF PROPULSION AND POWER, 27, 1, 162, 170, 2011年01月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Automatic Control on Circulation of Working Fluid in Liquid Droplet Radiator　　　　　　　　　　　　　　　
Tsuyoshi Totani, Takuhiro Takekoshi, Masashi Wakita, Harunori Nagata
Proceedings of the 13th Asian Congress of Fluid Mechanics, 586, 589, 2010年12月, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Effect of Temporal Variations of Internal Ballistics on Fuel Regression Rate in the CAMUI Hybrid Rocket
Yudai Kaneko, Kouichi Kishida, Nobuyuki Oshima, Takuji Nakashima, Masashi Wakita, Tsuyoshi Totani, Harunori Nagata
Journal of Space Engineering, 3, 1, 52, 65, The Japan Society of Mechanical Engineers, 2010年11月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, In order to clarify the temporal variations of internal ballistics during firing in a cascaded multistage impinging-jet (CAMUI)-type fuel grain, observations of instantaneous flow fields by numerical analysis along with instantaneous grain geometries were conducted. Two static firing tests were conducted under the same conditions, with the exception of firing duration, to obtain the temporal shapes of fuel grains and the characteristics of the regression progress. Two numerical analyses were conducted using the initial and instantaneous geometries to observe internal flow fields. A pair of vortices that is formed near the circumference of the grain due to the change in direction of the flow from the wall jet to the port flow induces a fan-like regression distribution. Two wall jets collide with each other at the center of the grain, roll up and form a fountain-like flow and a pair of gap-scale vortices. These vortices cause an unequal regression distribution on the end faces. On the downstream-end face, the vortices enhance the local regression rate near the axis of the grain. On the forward-end face, in addition to the region near the axis of the grain, the local regression rate at the reattachment points of the vortices increases. These gap-scale vortices disappear as regression progresses because of the dilation of the clearance between the fuel blocks. As a result, the regression rate distributions on both end faces become nearly flat with the progress of fuel regression.

Preliminary Thermal Design of UNITEC-1
Tsuyoshi TOTANI, Haruaki II, Masashi WAKITA, Harunori NAGATA
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN, 8, ists27, Pf_1, Pf_6, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2010年07月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, UNITEC-1 is a nano-spacecraft that flies to Venus. The preliminary thermal design of UNITEC-1 has been carried out. It has been clear from 1 node analysis that slow tumbling of the rotation axis is effective to reduce the temperature variations. It is difficult that both temperatures of the worst-case cold condition and the worst-case hot condition are within the allowable temperature ranges. It is desirable to conduct the survival competition as soon as possible after UNITEC-1 separates from a rocket. It is recommended from this viewpoint to use the black Kapton on the external surface except solar cells. It is clarified from the multi nodes analyses using Thermal Desktop/ SINDA/FLUINT that the temperature of the transmitter changes from 14.8 to 21.0 degree Celsius in an operational sequence under the worst-case cold condition. The temperature change of the battery can be suppressed from 15.5 to 16.6 degree Celsius in an operational sequence under the worst-case cold condition using the insulator between the battery and the internal surface. The maximum difference of temperature occurs between UOBC3 and UOBC6, and is 2.8 K. This difference is enough small to conduct the survival competition under the equal condition. The minimum period for the mission is about 114 days after UNITEC-1 separates from a rocket.

The Effect of Fuel Grain Size on the Combustion Characteristics in the Primary Combustion Chamber of Staged Combustion Hybrid Rocket
Harunori NAGATA, Kenta HASHIBA, Hiroya SAKAI, Tsuyoshi TOTANI, Masashi WAKITA
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN, 8, ists27, Pa7, Pa11, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2010年07月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, To clarify the fuel gasification characteristics in a primary combustion chamber of a staged combustion hybrid rocket, the effect of fuel grain size on the regression rate of a grain was investigated experimentally. The grain size distribution in the combustion region achieved a steady state in 30 seconds burning duration. Examining fuel size distributions and fuel consumption rate at steady states, we obtained a history of fuel size and the regression rate of a grain in the combustion region. Regression rate increases with decreasing grain size. With a constant oxidizer flow rate, the regression rate is a function of grain size and independent to the initial grain size. After an initial transient the grain size decreases following the classical d-square law in droplet combustion: The square of the grain size decreases linearly with time. Although why the regression history of a grain in the combustion region follows the d-square law is not clear, this result is useful to estimate the fuel gasification rate of a staged combustion hybrid rocket.

ノズル加熱による推力および比推力の向上に関する評価方法の検討
長沼 哲史, 岩城 裕樹, 佐藤 峻哉, 戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀
日本航空宇宙学会論文集 = Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, 58, 677, 171, 177, 社団法人 日本航空宇宙学会, 2010年06月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）, A numerical analysis program is created to research effect of heat transfer for propellant flow in Laval nozzle and estimate improvements of thrust and specific impulse. Several types of gases are assumed as propellant. The energy ratio is defined as ratio of energy supplied to propellant by convective heat transfer to enthalpy of propellant at the inlet of nozzle. The energy ratio increases with elongating length of divergent nozzle, and finally becomes maximum value that depends on Prandtl number, propellant temperature and wall temperature at the inlet of nozzle. The conversion efficienc...

Status of VNIR hyperspectral sensor HSC development: Optical and data handling sub-system　　　　　　　　　　　　　　　
Y. Aoyanagi, T. Totani, K. Yamaguchi, A. Nakamura, N. Takeyama, Y. Kanai, Shin Satori
61st International Astronautical Congress 2010, IAC 2010, 6, 4624, 4628, 2010年
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Development of Spaceborne Small Hyperspectral sensor HSC-III for Micro Satellite
Yoshihide Aoyanagi, Shin Satori, Tsuyoshi Totani, Toshihiko Yasunaka, Akihiro Nakamura, Yusuke Takeuchi
SMALL SATELLITE MISSIONS FOR EARTH OBSERVATION, 331, +, 2010年, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

EFFECT OF JET VELOCITY ON SCALE EFFECT IN OXIDIZER IMPINGING REGION
Yudai Kaneko, Mitsunori Itoh, Massasi Wakita, Tsuyoshi Totani, Harunori Nagata
APPLICATIONS OF SPACE TECHNOLOGY FOR HUMANITY, 138, 629, +, 2010年, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

REGRESSION PROGRESS OF FUEL GRAIN IN CAMUI TYPE HYBRID ROCKET MOTOR
Harunori Nagata, Akihito Kakikura, Mitsunori Ito, Yudai Kaneko, Kazuhiro Mori, Kenta Ueshima, Tsutomu Uematsu, Tsuyoshi Totani
APPLICATIONS OF SPACE TECHNOLOGY FOR HUMANITY, 138, 611, +, 2010年, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

宇宙用小型ハイパースペクトルセンサの基礎設計
青柳賢英, 西里真哉, 佐鳥新, 戸谷剛, 原潤海, 安中俊彦, 中村明広, 竹内佑介
北海道工業大学研究紀要, 37, 37, 205, 211, 北海道工業大学, 2009年03月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（大学，研究機関等紀要）

Improvement of thrust and specific impulse by convective heat transfer in Laval nozzle　　　　　　　　　　　　　　　
Yuuki Iwaki, Tsuyoshi Totani, Tetsushi Naganuma, Syunya Sato, Masashi Wakita, Harunori Nagata
60th International Astronautical Congress 2009, IAC 2009, 8, 6563, 6573, 2009年
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Orbital Experiment of Nano-satellite "HIT-SAT" as a Sub-payload of M-V Rocket
Tatsuhiro SATO, Ryuichi MITSUHASHI, Shin SATORI, Kosei ISHIMURA, Tsuyoshi TOTANI, Akihiro NAKAMURA, Kotaro HORI, Toshihiko YASUNAKA, HIT-SAT Development, Team
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, SPACE TECHNOLOGY JAPAN, 7, ists26, Tu_47, Tu_50, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2009年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, A small satellite named Hokkaido Satellite "TAIKI" has been designed by NPO Frontier Incubation center for space applications and intellectual activities in Hokkaido. The missions of TAIKI are an agricultural remote sensing using a hyper-spectral sensor and a hi-vision video image filming. As the first step of the Hokkaido satellite project, a space experiment using a 2.7kg nano-satellite was executed. To demonstrate the performance of the bus system of the small satellite, a cube-sat "HIT-SAT" was developed as a scale model of the Hokkaido Satellite. This paper describes the development and results of launch and operation. The HIT-SAT is 2.7 kg in weight and 12cm cubed sizes. The bus system of the satellite consists of five subsystems; power generation system, structure system, data handling system, communication system and attitude control system. The HIT-SAT was launched successfully on Sep. 23, 2006 (JST) as a sub-payload of M-V-7 rocket. The CW telemetry has been received around the world by many radio amateurs.

Thermal Design of a Solar Thermal Thruster for Piggyback Satellites
Yuuki IWAKI, Tsuyoshi TOTANI, Harunori NAGATA
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, SPACE TECHNOLOGY JAPAN, 7, ists26, Pb_71, Pb_76, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2009年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, A method of thermal analysis for a solar thermal thruster was created to aid in the thermal design of the thruster. The method consists of two types of thermal analysis: an analysis program for propellant flow, and an analysis of the temperature distribution of the thruster wall using Pro/Engineer. The numerical results were compared with experimental results to confirm the validity of the method, and there was good agreement between them. A thermal design was created using this thermal analysis method to estimate the performance of a solar thermal thruster for the orbital transfer of piggyback satellites mounted on an H2A rocket. When the thruster is made from heat-resistant steel and the propellant is water, the analytical results showed that the Isp is 203 s, the thrust is 16.6 mN, and the maximum temperature of the thruster is 1088 K. The diameter of the concentrator also was calculated, and it was found to be small enough for the concentrator to be mounted on piggyback satellites.

Fuel Regression Rate Behavior of CAMUI Hybrid Rocket
Yudai KANEKO, Mitsunori ITOH, Akihito KAKIKURA, Kazuhiro MORI, Kenta UEJIMA, Takuji NAKASHIMA, Masashi WAKITA, Tsuyoshi TOTANI, Nobuyuki OSHIMA, Harunori NAGATA
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, SPACE TECHNOLOGY JAPAN, 7, ists26, Pa_77, Pa_80, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2009年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, A series of static firing tests was conducted to investigate the fuel regression characteristics of a Cascaded Multistage Impinging-jet (CAMUI) type hybrid rocket motor. A CAMUI type hybrid rocket uses the combination of liquid oxygen and a fuel grain made of polyethylene as a propellant. The collision distance divided by the port diameter, H/D, was varied to investigate the effect of the grain geometry on the fuel regression rate. As a result, the H/D geometry has little effect on the regression rate near the stagnation point, where the heat transfer coefficient is high. On the contrary, the fuel regression rate decreases near the circumference of the forward-end face and the backward-end face of fuel blocks. Besides the experimental approaches, a method of computational fluid dynamics clarified the heat transfer distribution on the grain surface with various H/D geometries. The calculation shows the decrease of the flow velocity due to the increase of H/D on the area where the fuel regression rate decreases with the increase of H/D. To estimate the exact fuel consumption, which is necessary to design a fuel grain, real-time measurement by an ultrasonic pulse-echo method was performed.

Development of 90 kgf Class CAMUI Hybrid Rocket for a CanSat Experiment
Harunori NAGATA, Tsutomu UEMATSU, Mitsunori ITO, Akihito KAKIKURA, Yudai KANEKO, Kazuhiro MORI, Norikazu MURAI, Tatsuhiro SATO, Ryuichi MITSUHASHI, Tsuyoshi TOTANI
TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, SPACE TECHNOLOGY JAPAN, 7, ists26, Tu_1, Tu_5, THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, 2009年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）, A newly designed CAMUI hybrid rocket motor of 900 N (90 kgf) thrust class, CAMUI-90, was developed. It uses a combination of polyethylene and liquid oxygen as propellants. CAMUI hybrid rocket is an explosive-flee small rocket motor to realize a small launch system with low cost and flexibility. The motor produces a thrust of 900 N for four seconds, keeping the optimal characteristic exhaust velocity of the fuel-oxidizer combination (exceeding 1800 m/s). A main application of the CAMUI-90 motor is for a CanSat experiment. A launch vehicle employing CAMUI-90 motor, 120 mm in diameter and 3.05 m in length, accelerates a payload of 500 g to 140 m/s in four seconds and reaches to an altitude of about 1 km. The first launch of this vehicle was on December 2006.

超小型衛星「HIT‐SAT」の電源系のデータ解析結果
西舘純, 佐藤立博, 青柳賢英, 大野努, 田中喜規, 竹浪恭平, 佐鳥新, 三橋龍一, 廣田尚久, 石村康生, 杉本康一郎, 松島幸太, 戸谷剛, 榊原隆浩, 堀耕太郎, 江良聡, 中村明広, 安中俊彦, 植松努
北海道工業大学研究紀要, 36, 36, 191, 195, 北海道工業大学, 2008年03月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（大学，研究機関等紀要）

Development of hyperspectral sensor for Hokkaido satellite "Taiki"　　　　　　　　　　　　　　　
S. Satori, Y. Aoyanagi, S. Nishizato, T. Totani, U. Hara, T. Yasunaka, A. Nakamura, Y. Takeuchi
International Astronautical Federation - 59th International Astronautical Congress 2008, IAC 2008, 6, 3966, 3972, 2008年
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

縦列多段衝突噴流(CAMUI)方式を用いたハイブリッドロケットの燃料後退特性
伊藤 光紀, 前田 剛典, 柿倉 彰仁, 金子 雄大, 森 一大, 中島 卓司, 脇田 督司, 植松 努, 戸谷 剛, 大島 伸行, 永田 晴紀
日本航空宇宙学会論文集, 55, 646, 516, 526, 社団法人 日本航空宇宙学会, 2007年11月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）, A series of lab-scale firing tests was conducted to investigate the fuel regression characteristics of Cascaded Multistage Impinging-jet (CAMUI) type hybrid rocket. The alternative fuel grain used in this rocket consists of a number of cylindrical fuel blocks with two ports, which were aligned along the axis of the combustion chamber with a small gap. The ports are aligned staggered with respect to ones of neighboring blocks so that the combustion gas flow impinges on the forward-end surface of each block. In this fuel grain, forward-end surfaces, back-end surfaces and ports of fuel blocks ...

超小型衛星「HIT-SAT」の熱・構造設計
佐鳥 新, 戸谷 剛, 榊原 隆浩, 安中 俊彦, 植松 努, 石村 康生, 杉本 康一郎, 松島 幸太, 三橋 龍一, 西舘 純, 佐藤 立博, 青柳 賢英, 大野 努, 田中 喜規, 竹浪 恭平, 中村 明広, 堀 耕太郎, 江良 聡, 廣田 尚久
北海道工業大学研究紀要, 35, 105, 111, 北海道工業大学, 2007年03月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（大学，研究機関等紀要）, HIT-SAT has been designed and developed in order to examine functions of the bus system. It was launched by M-V-7 into a sun-synchronous orbit of the altitude of 279-660 [km] and the inclination of 98.32 [deg]. The volume and weight of HIT-SAT are about 12×13×12[cm3] and 2.7[kg], respectively. HIT-SAT has a flame-panel structure that consists of 6 panels, 4 columns and 2 shelves made of the aluminum alloy that has a high conductivity. The load pass at the launch is their panels and columns. The passive thermal control is adopted. Random vibration tests and impact tests were carried out. It ...

超小型人工衛星HIT-SATのデータ処理系の開発
玉山 雄太, 大野 努, 青柳 賢英, 佐藤 立博, 西舘 純, 田中 喜規, 三橋 龍一, 佐鳥 新, 石村 康生, 松島 幸太, 杉本 康一郎, 戸谷 剛, 榊原 隆浩, 安中 俊彦, 中村 明広, 堀 耕太郎, 江良 聡, 廣田 尚久
北海道工業大学研究紀要, 35, 281, 283, 北海道工業大学, 2007年03月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（大学，研究機関等紀要）, "Hokkaido satellite" is a 50kg small satellite, and the main mission is a remote sensing. The HIT-SAT had been developed by Hokkaido in order to demonstrate the performance of the attitude control system for "Hokkaido Satellite". The HIT-SAT is size 12cm cubed and weight 2.7kg. Attitude Control is an object of keeping satellite attitude by spin stabilization. The HIT-SAT was launched successfully on September, 23, 2006(JST) as a sub-payload of the M-V-7 Rocket. In this paper, we described a design of data handling unit for the HIT-SAT and the result in orbit.

超小型人工衛星HIT-SATの姿勢制御系の開発
玉山 雄太, 青柳 賢英, 佐藤 立博, 西舘 純, 大野 努, 田中 喜規, 三橋 龍一, 佐鳥 新, 石村 康生, 松島 幸太, 杉本 康一郎, 戸谷 剛, 榊原 隆浩, 安中 俊彦, 中村 明広, 堀 耕太郎, 江良 聡, 廣田 尚久
北海道工業大学研究紀要, 35, 275, 280, 北海道工業大学, 2007年03月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（大学，研究機関等紀要）, The HIT-SAT had been developed by Hokkaido in order to demonstrate the performance of the attitude control system for "Hokkaido Satellite". "Hokkaido satellite" is a 50kg small satellite, and the main mission is a remote sensing. The HIT-SAT is size 12cm cubed and weight 2.7kg. Attitude Control is an object of keeping satellite attitude by spin stabilization. It has three parts as de-spin, spin-up and sun acquisition. As an Attitude sensor, we adopt Sun sensor, Magnetometer, and GYRO. Actuator is 3-axis Magnetic Torquer. The HIT-SAT was launched successfully on September, 23, 2006(JST) as a...

Detonation transition limit at an abrupt area change using a reflecting board
Masashi Wakita, Ryusuke Numakura, Yusuke Itoh, Shigetoshi Sugata, Tsuyoshi Totani, Harunori Nagata
JOURNAL OF PROPULSION AND POWER, 23, 2, 338, 344, 2007年03月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

HIT-SATの追跡管制運用システムに関する研究
佐藤 立博, 武岡 和彦, 西舘 純, 青柳 賢英, 大野 努, 竹浪 恭平, 田中 喜規, 西里 真哉, 三橋 龍一, 佐鳥 新, 石村 康生, 松島 幸太, 戸谷 剛, 榊原 隆浩, 江良 聡, 中村 明広, 堀 耕太郎, 安中 俊彦, 植松 努, 加瀬 誠志, 佐々木 一正
北海道工業大学研究紀要, 35, 403, 407, 北海道工業大学, 2007年03月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（大学，研究機関等紀要）, HIT-SAT was launched as a sub-payload of the M-V-7 rocket on September 23, 2006. The orbit of HIT-SAT is the elliptic one with 98 deg inclination. Altitude at apogee is 648km and perigee 279km.The satellite is operated by the ground station set up by Hokkaido Institute of Technology. The mission of HIT-SAT is to demonstrate the commercial-off-the-shelf component on the orbit. HIT-SAT is an amateur satellite where the amateur radio machine was installed. Operation is being done well on the orbit as for HIT-SAT now. This paper describes the system of the ground control station of HIT-SAT.

HIT-SATのフライトモデルの開発と軌道上実験
佐藤 立博, 武岡 和彦, 西舘 純, 青柳 賢英, 大野 努, 竹浪 恭平, 田中 喜規, 西里 真哉, 三橋 龍一, 佐鳥 新, 石村 康生, 松島 幸太, 戸谷 剛, 榊原 隆浩, 江良 聡, 中村 明広, 堀 耕太郎, 安中 俊彦, 植松 努, 佐々木 一正
北海道工業大学研究紀要, 35, 397, 401, 北海道工業大学, 2007年03月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（大学，研究機関等紀要）, For earth observation thorough hyper-spectral camera, a small satellite "Hokkaido Satellite : TAIKI" has been designed in Hokkaido. To demonstrate the performance of the bus system, a cube-sat "HIT-SAT" was developed as a scale model of the Hokkaido Satellite This paper describes the development and results of launch and operation. The HIT-SAT is 2.7kg and 12cm cubed. The bus system of the satellite consists of five subsystem; power generation system, structure system, data handling system, communication system and attitude control system. The HIT-SAT was launched successfully on Sep. 23, 2...

超小型衛星「HIT-SAT」の電源系設計
西舘 純, 佐藤 立博, 青柳 賢英, 大野 努, 田中 喜規, 竹浪 恭平, 佐鳥 新, 三橋 龍一, 廣田 尚久, 石村 康生, 杉本 康一郎, 松島 幸太, 戸谷 剛, 榊原 隆浩, 堀 耕太郎, 江良 聡, 中村 明広, 安中 俊彦, 植松 努
北海道工業大学研究紀要, 35, 285, 290, 北海道工業大学, 2007年03月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（大学，研究機関等紀要）, A CubeSat size class "HIT-SAT" is a micro satellite that developed by Hokkaido CubeSat development team. Its volume and weight is 2.7kg and 12cm cubed. It was fixed in the sub payload space of M-V-7, and was ejected after main satellite separation on September 23, 2006. The orbit is sun-synchronous orbit of the altitude of 279-660 [km] and the inclination of 98.32 [deg]. The purpose is to examine some functions of the bus system. This research report describes an electric al power subsystem design. The major difficulty of Electrical Power System is surely OFF and ON. The OFF needs to be gua...

Determining factor for the blowoff limit of a flame spreading in an opposed turbulent flow, in a narrow solid-fuel duct
Nozomu Hashimoto, Harunori Nagata, Tsuyoshi Totani, Isao Kudo
COMBUSTION AND FLAME, 147, 3, 222, 232, 2006年11月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

異種混合気間を回折するデトネーション波に及ぼす反射板の伝播促進効果
沼倉 龍介, 脇田 督司, 伊藤 雄介, 菅田 成俊, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲
日本燃焼学会誌, 48, 145, 265, 272, 日本燃焼学会, 2006年08月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）

Numerical and experimental studies on circulation of working fluid in liquid droplet radiator
T Totani, T Kodama, K Watanabe, K Nanbu, H Nagata, Kudo, I
ACTA ASTRONAUTICA, 59, 1-5, 192, 199, 2006年07月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Development of CAMUI hybrid rocket to create a market for small rocket experiments
Harunori Nagata, Mitsunori Ito, Takenori Maeda, Mikio Watanabe, Tsutomu Uematsu, Tsuyoshi Totani, Isao Kudo
ACTA ASTRONAUTICA, 59, 1-5, 253, 258, 2006年07月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

HOKKAIDO SATELLITE PROJECT: STRUCTURAL AND THERMAL DESIGN OF ENGINEERING TEST CUBESAT
T. Totani, T. Sakakibara, T. Yasunaka, K. Ishimura, S. Satori, K. Sugimoto, D. Igarashi, H. Hoshika, T. Uematsu, S. Era, A. Nakamura, K. Hori, R. Mitsuhashi, J. Nishidate, T. Sato, T. Yoneya, Y. Aoyanagi, T. Iwamoto
PROCEEDINGS OF THE TWENTY-FIFTH INTERNATIONAL SYMPOSIUM ON SPACE TECHNOLOGY AND SCIENCE, 1271, 1276, 2006年, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Hokkaido Satellite Project : System Design of a Engineering Test CubeSat　　　　　　　　　　　　　　　
K. Ishimura, T. Totani, K. Sugimoto, D. Igarashi, T. Sakakibara, H. Hoshika, K. Matsushima, S. Era, A. Nakamura, T. Yasunaka, T. Uematsu, K. Hori, N. Hirota, R. Mitsuhashi, J. Nishidate, T. Sato, T. Yoneya, Y. Aoyanagi, T. Iwamoto, R. Miura, T. Sugawara, S. Satori
Proceedings of the 25th International Symposium on Space Technology and Science, 1265, 1270, 2006年, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

反射板を用いたPDEイニシエーターにおける爆轟波の再開始機構
脇田 督司, 沼倉 龍介, 伊藤 雄介, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲
日本航空宇宙学会論文集, 53, 620, 414, 418, 社団法人 日本航空宇宙学会, 2005年09月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）, Quick initiation of a detonation wave in a combustion chamber is important to realize high-performance pulse detonation engine. A possible method is to generate a detonation wave in a pre-detonator and release the detonation wave into the chamber. In this paper, a reflecting board is installed in the combustion chamber near the pre-detonator exit where the tube diameter expands abruptly. It prevents the detonation wave from disappearing at the expanding region near the tube exit. The re-initiation mechanisms of a detonation wave near the reflecting board were observed by using the soot film...

CAMUIハイブリッドロケット内部の熱・流動特性の数値解析
渡辺 三樹生, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲
日本航空宇宙学会論文集, 53, 618, 337, 342, 社団法人 日本航空宇宙学会, 2005年07月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）, The authors have proposed an advanced fuel configuration to overcome the defect of conventional hybrid rockets, i.e., the low thrust level. The key feature of this new type of hybrid rocket, named Cascaded Multi-staged Impinging jet (CAMUI), is that the cylindrical fuel blocks with two ports parallel to the axis are arranged in a row in the combustion chamber. This fuel configuration allows mixing and combustion to occur in and around the impinging jet regions. In the present paper, a CFD simulation clarifies the fundamental features of the flow field and the heat transfer distributions in ...

Thermal design of liquid droplet radiator for space solar-power system
T Totani, T Kodama, H Nagata, Kudo, I
JOURNAL OF SPACECRAFT AND ROCKETS, 42, 3, 493, 499, 2005年05月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Research on dynamic response of catalytic heat release rate on platinum wire to a shock wave in hydrogen-air mixture
D Nakamura, H Nagata, T Totani, Kudo, I
JSME INTERNATIONAL JOURNAL SERIES B-FLUIDS AND THERMAL ENGINEERING, 48, 1, 144, 150, 2005年02月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Current Status of Rocket Developments in Universities – Development of CAMUI Hybrid Rocket
Nagata, H, Itoh, M, Maeda, T, Kato, R, Totani, T, Kudo, I, Uematsu, T
Journal of Space Technology and Science, 21, 1, 31, 38, 2005年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Experimental study on convergence of droplet streams under microgravity
T Totani, T Kodama, K Watanabe, H Nagata, Kudo, I
MICROGRAVITY SCIENCE AND TECHNOLOGY, 17, 3, 31, 38, 2005年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Measurement technique for pumping performance of a centrifugal collector under microgravity
T Totani, M Itami, H Nagata, Kudo, I, A Iwasaki
REVIEW OF SCIENTIFIC INSTRUMENTS, 75, 2, 515, 523, 2004年02月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

Hokkaido Satellite Project : Satellite System Design
Kosei ISHIMURA, Sang-Wook KIM, Yasumasa ITOH, Tsuyoshi TOTANI, Kouichiro SUGIMOTO, Akihiro NAKAMURA, Mitsuru FUKUSHIMA, Ryuichi MITSUHASHI, Shin SATORI
Proceedings of the 24th International Symposium on Space Technology and Science, 2004-n-12, 896, 901, 2004年, ［査読有り］
英語, 研究論文（国際会議プロシーディングス）

Relationship between platinum wire temperature and catalytic heat release rate on platinum in unsteady-state hydrogen-air mixture
Daisuke Nakamura, Harunori Nagata, Tsuyoshi Totani, Isao Kudo
Heat Transfer - Asian Research, 33, 1, 1, 11, 2004年01月, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

VSRLの利用状況評価および教育プロジェクトにおける用例
吉川 茂雄, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲
日本ディスタンスラーニング学会会誌, 4, 13, 20, 日本ディスタンスラーニング学会, 2003年03月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）

Opposed-flow flame spread in a circular duct of a solid fuel: Influence of channel height on spread rate
N Hashimoto, S Watanabe, H Nagata, T Totani, Kudo, I
PROCEEDINGS OF THE COMBUSTION INSTITUTE, 29, 245, 250, 2003年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

非定常場における水素-空気混合気の白金触媒反応発熱量と熱線温度との関係(熱工学,内燃機関,動力など)
中村 大輔, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲
日本機械学會論文集. B編, 69, 677, 126, 131, 一般社団法人日本機械学会, 2003年, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）

小型衛星のためのハイブリッドロケットの打ち上げ機の開発
渡辺 三樹生, 中山 久広, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 伊藤 献一, 大和田 陽一
JASMA : Journal of the Japan Society of Microgravity Application, 19, 2, 112, 116, 日本マイクログラビティ応用学会, 2002年04月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）

インターネットを利用したコラボレーション支援環境の構築とその運用
吉川 茂雄, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲
日本ディスタンスラーニング学会会誌, 3, 19, 25, 日本ディスタンスラーニング学会, 2002年03月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）

Performance of droplet generator and droplet collector in liquid droplet radiator under microgravity
T Totani, M Itami, H Nagata, Kudo, I, A Iwasaki, S Hosokawa
MICROGRAVITY SCIENCE AND TECHNOLOGY, 13, 2, 42, 45, 2002年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

液滴ラジエータ用液滴生成器の微小重力下での性能(流体工学,流体機械)
戸谷 剛, 伊丹 雅洋, 藪田 茂, 永田 晴紀, 工藤 勲, 岩崎 晃, 細川 俊介
日本機械学會論文集. B編, 68, 668, 1166, 1173, 一般社団法人日本機械学会, 2002年, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）

液滴ラジエータ用遠心式液滴回収器の微小重力下での性能(流体工学,流体機械)
戸谷 剛, 伊丹 雅洋, 藪田 茂, 永田 晴紀, 工藤 勲, 岩崎 晃, 細川 俊介
日本機械学會論文集. B編, 68, 674, 2780, 2787, 一般社団法人日本機械学会, 2002年, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）

折り目が残るインフレータブルチューブの微小重力下での展開挙動
戸谷 剛, 潮 敬之, 永田 晴紀, 工藤 勲
日本機械学會論文集. C編, 67, 655, 633, 640, 一般社団法人日本機械学会, 2001年, ［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

球面調和関数を用いたスペクトル法による球状液滴内三次元過渡表面張力対流の数値解析手法
戸谷 剛, 黒田 明慈, 工藤 一彦
日本機械学會論文集. B編, 65, 629, 267, 274, 一般社団法人日本機械学会, 1999年01月, ［査読有り］
日本語, 研究論文（学術雑誌）, A method is developed to analyze the three-dimensional transient Marangoni convection in a liquid droplet heated by a concentric warm rigid sphere set in the center and cooled uniformly from its surroundings. As the system is unstable and the convection is very sensitive to the temperature gradients along the surface, it is required for the scheme to be highly accurate and be free from the effects of the polar singularities. For the purpose, a spherical harmonic spectral method is developed to analyze the flow and temperature fields in the droplet on the three-dimensional spherical coordina...

Heat Storage Material without Phase-change for Micro and Nano Satellite
戸谷 剛
［査読有り］
英語, 研究論文（学術雑誌）

ハイブリッドキックモータを搭載する超小型深宇宙探査機の熱設計
友永優太, 戸谷剛, 永田晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM), 65th, 2021年

北海道大学・室蘭工業大学f³工学センターと小型宇宙推進ユニット
永田 晴紀, ケンプス ランドン, 平井 翔大, 戸谷 剛, 村井 祐一, 内海 正春, 北海道支部講演会講演概要集, 2021.58, 1314, 2021年
一般社団法人 日本機械学会, 日本語

北海道大学・室蘭工業大学f³工学教育研究センターマイクロサットユニット
戸谷 剛, 坂本 祐二, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2021.58, 1313, 2021年
一般社団法人 日本機械学会, 日本語

電着樹脂含浸法を用いたCFRPによるモーフィング翼の製作と空力特性の評価
片桐一彰, 山口真平, 川北園美, 本田真也, 戸谷剛, 佐々木克彦, 小木曽望, 玉山雅人, 飛行機シンポジウム講演集(CD-ROM), 57th, 2019年

電着による樹脂含浸を用いたCFRPへの蓄熱性付与
片桐一彰, 山口真平, 永廣卓哉, 尾崎友厚, 園村浩介, 吉岡弥生, 垣辻篤, 後藤凌平, 戸谷剛, 南沙也加, 本田真也, 佐々木克彦, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM), 61st, 2017年

超小型深宇宙探査機用ハイブリッドキックモータの開発
清谷優理香, 平井翔大, 平井翔大, KAMPS Landon, 山口亮, 櫻井和人, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会年次大会講演論文集(CD-ROM), 2017, 2017年

円筒デトネーション波の伝播限界へ流路幅と円筒波面の曲率が与える影響—Influence of channel width and curvature of cylindrical detonation wave on propagation limit
桧物, 恒太郎, 亀山, 頌太, 大関, 敦, 榎並, 聖也, 脇田, 督司, 戸谷, 剛, 永田, 晴紀, Himono, Tsunetaro, Kameyama, Shota, Ozeki, Atsushi, Enami, Takaya, Wakita, Masashi, Totani, Tsuyoshi, Nagata, Harunori, 宇宙航空研究開発機構特別資料: 第48回流体力学講演会/第34回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings of the 48th Fluid Dynamics Conference / the 34th Aerospace Numerical Simulation Symposium, JAXA-SP-16-007, 211, 216, 2016年12月27日
第48回流体力学講演会/第34回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム (2016年7月6日-8日. 金沢歌劇座), 金沢市, 石川
48th Fluid Dynamics Conference /the 34th Aerospace Numerical Simulation Symposium (July 6-8, 2016. The Kanazawa Theatre), Kanazawa, Ishikawa, Japan
To realize practical use of a Pulse Detonation Engine, reliable initiation of detonation waves is important and the amount of oxidizer for initiation is needed to decrease to get high specific impulse. So the authors propose a detonation initiator to solve these problems. In this initiator, detonation waves propagate around a reflector through some transition. First, planar detonation waves transit to cylindrical detonation waves. Second, cylindrical detonation waves transit to toroidal detonation waves. Finally, toroidal detonation waves propagate to planar detonation waves propagating large bore chamber. In the propagation and transition process, the propagation limit of cylindrical detonation waves is unclear even though there is some hypothesis. That is to say, cylindrical detonation waves are quenched by its curvature or the formation of their cell structure is inhibited by narrow channel. In this paper, cell sizes are correlated to threshold condition for quenching. The proportion of cell sizes to the channel width of planer channel and the radius of cylindrical detonation waves are researched. It became obvious that cylindrical detonation waves can propagate stably if the proportion of the cell size to the radius of cylindrical detonation waves is larger than 25 and have the potential to survive and propagate if the proportion of the cell size to the radius of cylindrical detonation waves is larger than 17.
形態: カラー図版あり
Physical characteristics: Original contains color illustrations
資料番号: AA1630031030
レポート番号: JAXA-SP-16-007, 宇宙航空研究開発機構(JAXA), 日本語

連続して月にスイングバイする双曲線軌道を用いた地球脱出エネルギーの増加
須田 俊太郎, 川勝 康弘, 澤井 秀次郎, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 宇宙科学技術連合講演会講演集, 60, 5p, 2016年09月06日
日本航空宇宙学会, 日本語

端面燃焼式ハイブリッドロケットの推力制御特性に関する研究—Investigation of the Throttling Characteristics of Axial-injection End-burning Type Hybrid Rockets
齋藤 勇士, 横井 俊希, 安河内 裕之, 添田 建太郎, 戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集, 60, 6p, 2016年09月
日本航空宇宙学会, 日本語

Verification of the throttling characteristics of axial-injection end-burning type hybrid rockets
Yuji Saito, Toshiki Yokoi, Hiroyuki Yasukochi, Kentaro Soeda, Tsuyoshi Totani, Masashi Wakita, Harunori Nagata, Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC, 2016年01月01日

結晶構造変化により蓄熱する蓄熱材の地上および軌道上試験
戸谷剛, 國拓也, 磯野拓也, 佐藤敏文, 脇田督司, 永田晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM), 59th, ROMBUNNO.3M06, 2015年
日本語

液滴ラジエータにおける平行液滴流からの 熱放射に関する数値解析—Numerical Analysis of Thermal Radiation from Parallel Streams of Liquid Droplets in Liquid Droplets Radiator
高梨 知広, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集, 58, 3p, 2014年11月
日本航空宇宙学会, 日本語

推力15kN級CAMUI型ハイブリッドロケットモーターの開発—Development of 15 kN thrust class CAMUI-type Hybrid Rocket Motor
川端 良輔, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 宇宙科学技術連合講演会講演集, 58, 4p, 2014年11月
日本航空宇宙学会, 日本語

A numerical analysis and measurement of radiation heat from a liquid droplet stream under gravitational environment
Tomohiro Takanashi, Tsuyoshi Totani, Yuto Kimura, Harunori Nagata, Masashi Wakita, Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC, 1, 519, 522, 2014年01月01日

結晶変化を伴う蓄熱材の蓄熱・放熱試験
戸谷剛, 國拓也, 佐藤敏文, 脇田督司, 永田晴紀, 日本機械学会熱工学コンファレンス講演論文集(CD-ROM), 2014, ROMBUNNO.F117, 2014年
日本語

超小型衛星の熱設計手順の提案—Propose of Procedure of Thermal Design of Micro and Nano Satellite
戸谷 剛, Tilok Kumar Das, 脇田 督司, 宇宙科学技術連合講演会講演集, 57, 5p, 2013年10月
東京 : 日本航空宇宙学会, 日本語

Effect of Reynolds number and flow channel geometry on regression formula for forward-end faces in CAMUI type fuel grain
Ryuichiro Kanai, Tatsuya Ishiyama, Masahiro Nohara, Hirokazu Izumo, Masashi Wakita, Tsuyoshi Totani, Harunori Nagata, Advances in the Astronautical Sciences, 146, 79, 84, 2013年04月24日

北海道学生会の活動(学生会だより)
戸谷 剛, 日本機械学會誌, 115, 1123, 2012年06月05日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

表面微細周期構造を用いた波長選択性ラジエータ
石川直幸, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, Thermophys Prop, 32nd, 307-309, 2011年11月21日
日本語

大口径大推力パルスデトネーションエンジン用イニシエータにおける円筒デトネーション波の伝播に関する研究
寺坂昭宏, 桟敷和弥, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 燃焼シンポジウム講演論文集, 49th, 328-329, 2011年11月20日
日本語

酸化剤噴流淀み点近傍におけるポリエチレン燃料の後退特性
永田晴紀, 金子雄大, 脇田督司, 戸谷剛, 燃焼シンポジウム講演論文集, 49th, 248-249, 2011年11月20日
日本語

CAMUI型固体燃料後退速度式の導出方法に関する検討
野原正寛, 出雲弘一, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会年次大会講演論文集, 2011 (CD-ROM), ROMBUNNO.S192013, 2011年09月10日
日本語

太陽同期軌道を周回する超小型衛星の熱設計に関する研究
小川洋人, 井上遼太, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, 日本機械学会年次大会講演論文集, 2011 (CD-ROM), ROMBUNNO.S192022, 2011年09月10日
日本語

H3 超小型衛星搭載のための可視・近赤外帯ハイパースペクトルカメラHSCの開発(超小型衛星(2))
佐鳥 新, 青柳 賢英, 戸谷 剛, 中村 明弘, 安中 俊彦, 石川 智浩, 武山 芸英, 上山 善弘, スペース・エンジニアリング・コンファレンス講演論文集 : Space Engineering Conference, 2010, 19, "H3, 1"-"H3-5", 2011年01月27日
Hyper Spectral Camera (HSC) is a VNIR (visible and near-infrared) hyperspectral sensor for micro satellites. The objective of the HSC is to provide high-quality hyperspectral images and to utilize for agricultural area. The HSC acquires GSD (ground sampling distance) of 15m over a swath width of 15km. The spectrometer is equipped with a direct vision prism and covers wavelength range from 450nm to 1000nm. The result of the optical design indicated that high imaging quality at each wavelength is achieved. The HSC also has data handling subsystem. High-general versatility for data handling an..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

超小型衛星搭載のための可視・近赤外帯ハイパースペクトルカメラHSCの開発
佐鳥新, 青柳賢英, 戸谷剛, 中村明弘, 安中俊彦, 石川智浩, 武山芸英, 上山善弘, 日本機械学会スペース・エンジニアリング・コンファレンス(CD−ROM), 19th, ROMBUNNO.H3, 2011年
日本語

大口径平板燃焼器を伝播する円筒デトネーション波に関する研究
棧敷和弥, 寺坂昭宏, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD−ROM), 43rd-2011, ROMBUNNO.1B03, 2011年
日本語

金属膜を持つ表面微細周期構造の分光特性
石川直幸, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, 日本伝熱シンポジウム講演論文集(CD−ROM), 48th, ROMBUNNO.H312, 2011年
日本語

ほどよし1号機の開発状況
宮下直己, 中村友哉, 中須賀真一, 岩崎晃, 戸谷剛, 佐原宏典, 江野口章人, 武山芸英, 早川義彰, 山口耕司, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 55th, ROMBUNNO.3S18, 2011年
日本語

超小型衛星の熱設計と熱制御材
戸谷剛, 小川洋人, 井上遼太, 脇田督司, 永田晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 55th, ROMBUNNO.2G16, 2011年
日本語

太陽同期軌道を周回する超小型衛星の熱設計
井上遼太, 小川洋人, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 55th, ROMBUNNO.3S12, 2011年
日本語

小型ハイパースペクトルセンサHSCに搭載するデータ処理装置の開発
上山善弘, 佐鳥新, 青柳賢英, 戸谷剛, 石川智浩, 中村明広, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 55th, ROMBUNNO.3D11, 2011年
日本語

超小型衛星搭載用ハイパースペクトルセンサHSCの開発
青柳賢英, 上山善弘, 佐鳥新, 戸谷剛, 山口耕司, 武山芸英, 中村明広, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 55th, ROMBUNNO.3D10, 2011年
日本語

Development of 2500 N class CAMUI type hybrid rocket for winged flight experiments
H. Nagata, M. Wakita, T. Totani, T. Uematsu, K. Yonemoto, 61st International Astronautical Congress 2010, IAC 2010, 3, 2144, 2148, 2010年12月01日

流路幅とセルサイズが円環デトネーション波から平面デトネーション波への遷移過程に与える影響
田村正佳, 寺坂昭宏, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 燃焼シンポジウム講演論文集, 48th, 486-487, 2010年11月20日
日本語

亜酸化窒素の触媒分解反応を用いたハイブリッドロケット用点火器の開発
榎本剛矩, 永田晴紀, 戸谷剛, 脇田督司, 徳留真一郎, 燃焼シンポジウム講演論文集, 48th, 542-543, 2010年11月20日
日本語

紫外線硬化樹脂に金属膜を設けた表面微細周期構造の光学特性
石川直幸, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, Thermophys Prop, 31st, 118-120, 2010年11月17日
日本語

紫外線硬化樹脂に金属膜を設けた表面微細周期構造の光学特性
石川 直幸, 戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀, Thermophysical properties, 31, 0, 118, 120, 2010年11月17日
日本語

拡大する環状流路を伝播する円環デトネーション波に流路幅が与える影響
寺坂昭宏, 田村正佳, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 49th, 163-164, 2010年11月07日
日本語

樹脂製表面微細周期構造の分光特性
石川直幸, 戸谷剛, 永田晴紀, 脇田督司, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 49th, 133-134, 2010年11月07日
日本語

遺伝的アルゴリズムを用いたCAMUI型燃料グレインの最適設計
野原正寛, 金子雄大, 萩原俊輔, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 49th, 161-162, 2010年11月07日
日本語

512 樹脂製表面微細周期構造の分光特性(環境工学)
石川 直幸, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 脇田 督司, 北海道支部講演会講演概要集, 2010, 49, 133, 134, 2010年11月07日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

612 遺伝的アルゴリズムを用いたCAMUI型燃料グレインの最適設計(ロボティクス・メカトロニクス/宇宙工学)
野原 正寛, 金子 雄大, 萩原 俊輔, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2010, 49, 161, 162, 2010年11月07日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

613 拡大する環状流路を伝播する円環デトネーション波に流路幅が与える影響(ロボティクス・メカトロニクス/宇宙工学)
寺坂 昭宏, 田村 正佳, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2010, 49, 163, 164, 2010年11月07日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

小型CAMUI式ハイブリッドロケットの開発と運用
竹腰卓博, 佐藤峻哉, 田村正佳, 萩原俊輔, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 植松努, 日本機械学会年次大会講演論文集, 2010, Vol.5, 361-362, 2010年09月04日
日本語

超小型宇宙機UNITEC‐1の熱設計と軌道上温度
戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, 日本機械学会年次大会講演論文集, 2010, Vol.5, 359-360, 2010年09月04日
日本語

ラバールノズルの超音速域における伝熱が推力および比推力に与える影響
岩城裕樹, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, 日本機械学会年次大会講演論文集, 2010, Vol.5, 407-408, 2010年09月04日
日本語

CAMUI型固体燃料の燃料後退予測式取得方法に関する検討
萩原俊輔, 金子雄大, 野原正寛, 永田晴紀, 戸谷剛, 脇田督司, 松岡常吉, 植嶋健太, 植松努, 日本機械学会年次大会講演論文集, 2010, Vol.5, 367-368, 2010年09月04日
日本語

第47回日本伝熱シンポジウムの報告
近久 武美, 大曽根 靖夫, 黒田 明慈, 桑原 不二朗, 坂下 弘人, 戸谷 剛, 中村 祐二, 山田 雅彦, 田部 豊, 伝熱 : journal of the Heat Transfer Society of Japan, 49, 208, 19, 28, 2010年07月01日
日本伝熱学会, 日本語

CAMUI型ハイブリッドロケット燃料の後退速度に及ぼす圧力の影響
永田晴紀, 金子雄大, 萩原俊輔, 伊藤光紀, 脇田督司, 戸谷剛, 植松努, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 54th, ROMBUNNO.2B15, 2010年
日本語

紫外線硬化樹脂に形成された表面微細周期構造の透過率特性
戸谷剛, 石川直幸, 脇田督司, 永田晴紀, 日本伝熱シンポジウム講演論文集(CD−ROM), 47th, ROMBUNNO.C321, 2010年
日本語

超小型宇宙探査機「しんえん(UNITEC‐1)」の熱設計と通信途絶原因の一考察
戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 54th, ROMBUNNO.2C01, 2010年
日本語

流路幅と流路傾斜角が円環デトネーション波の伝播に与える影響
寺坂昭宏, 田村正佳, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集(CD−ROM), 42nd-2010, ROMBUNNO.1B2, 2010年
日本語

液滴ラジエータの作動流体循環における自動制御可能範囲の拡大
竹腰卓博, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 54th, ROMBUNNO.1K08, 2010年
日本語

S1901-1-1 超小型宇宙機UNITEC-1の熱設計と軌道上温度(小型宇宙システム(1),社会変革を技術で廻す機械工学)
戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀, UNITEC-1開発チーム, 年次大会講演論文集, 2010, 0, 359, 360, 2010年
UNITEC-1 (UNIsec Technology Experiment Carrier-1) is an interplanetary probe that is developed by 22 universities in UNISEC (University Space Engineering Consortium). The dimensions and weight of UNITEC-1 are about 35cm×35cm×40cm and 22kg, respectively. UNITEC-1 was launched by H-IIA rocket on May 21, 2010 as a piggyback payload of Planet-C (Akatsuki) Venus probe developed by JAXA/ISAS. It is expected that the temperature of UNITEC-1 in the worst hot condition near Earth is 40.6 degree Celsius at the battery. UNITEC-1 will pass outside the orbital path of Earth partly in our expecting orbit and will become the lowest temperature. The temperature of UNITEC-1 in the worst cold condition at the furthest point from the sun will be 3.8 degree Celsius. The temperature of UNITEC-1 in the worst hot condition near Venus will be 84.8 degree Celsius., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

S1901-1-2 小型CAMUI式ハイブリッドロケットの開発と運用(小型宇宙システム(1),社会変革を技術で廻す機械工学)
竹腰 卓博, 佐藤 峻哉, 田村 正佳, 萩原 俊輔, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 植松 努, 年次大会講演論文集, 2010, 0, 361, 362, 2010年
The authors developed a 1.3-m-long small scale CAMUI hybrid rocket of 4.7 kg in total weight to obtain an easy test launch system for CanSat. Two test launches without CanSat made altitude less than 250 m. Launches below 250 m is not regulated by the Civil Aeronautics Act in Japan. The avionics system loaded in the rocket consisted of a microcomputer, acceleration sensor, angular velocity sensor and altitude sensor. The avionics system can do wireless communication using the Bluetooth technology, real-time onboard data were obtained during the test flights successfully., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

S1901-1-5 CAMUI型固体燃料の燃料後退予測式取得方法に関する検討(小型宇宙システム(1),社会変革を技術で廻す機械工学)
萩原 俊輔, 金子 雄大, 野原 正寛, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 脇田 督司, 松岡 常吉, 植嶋 健太, 植松 努, 年次大会講演論文集, 2010, 0, 367, 368, 2010年
The authors have been developing CAMUI type hybrid rockets which have a new fuel grain design to accelerate burning rate. Regression formulae for CAMUI type rockets have been developed as functions of local O/F. The authors carried out combustion tests with various oxidizer flow rate and burning duration to obtain empirical constants of these regression formulae. Additionally, a simulation model of static firing was built using the fuel regression formulae. In these studies, regression rates were mean values during firing. This paper discusses the effect of firing duration on the accuracy of regression formulae by using the simulation model., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

G1900-1-3 ラバールノズルの超音速域における伝熱が推力および比推力に与える影響(宇宙工学部門一般講演,社会変革を技術で廻す機械工学)
岩城 裕樹, 戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀, 年次大会講演論文集, 2010, 0, 407, 408, 2010年
The variation of the thrust and the specific impulse was revealed numerically with calculating the change of the exhaust velocity. Both cooling and heating the propellant flowing in the divergent section of Laval nozzle were treated. The expansion ratio were 30, 600, and 2000. The specific heat ratio was 1.3. Two types of heat profile were considered; pulsed heat transfer (PHT) and distributed heat transfer (DHT). The relations of Rayleigh flow and isentropic change were used for PHT. The exhaust velocity is higher than the isentropic value in the case that the heat is provided near the throat. In other cases, the exhaust veolocity is less than the isentropic case. The equivalent point of heat transfer is introduced for DHT. Results of DHT is coincident with PHT by using this equivalent point. This results indicates that the effect with DHT can be predicted from PHT., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

ノズル加熱による推力および比推力の向上に関する評価方法の検討
長沼 哲史, 岩城 裕樹, 佐藤 峻哉, 戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀, 日本航空宇宙学会論文集, 58, 677, 171, 177, 2010年
A numerical analysis program is created to research effect of heat transfer for propellant flow in Laval nozzle and estimate improvements of thrust and specific impulse. Several types of gases are assumed as propellant. The energy ratio is defined as ratio of energy supplied to propellant by convective heat transfer to enthalpy of propellant at the inlet of nozzle. The energy ratio increases with elongating length of divergent nozzle, and finally becomes maximum value that depends on Prandtl number, propellant temperature and wall temperature at the inlet of nozzle. The conversion efficiency is defined as ratio of energy conversion to kinetic energy with nozzle to energy supplied to propellant. The conversion efficiency increases with elongating of divergent nozzle, and depends on profile of supplied heat., 一般社団法人 日本航空宇宙学会, 日本語

CAMUI式ハイブリッドロケットの小型化および繰り返し運用
佐藤峻哉, 竹腰卓博, 田村正佳, 萩原俊輔, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 48th, 211-212, 2009年11月28日
日本語

小型ハイブリッドロケットにおける能動的ロール制御システムの構築
田村正佳, 佐藤俊哉, 竹腰卓博, 萩原俊輔, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 48th, 213-214, 2009年11月28日
日本語

619 CAMUI式ハイブリッドロケットの小型化および繰り返し運用(移動・輸送のメカトロニクス)
佐藤 峻哉, 竹腰 卓博, 田村 正佳, 萩原 俊輔, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2009, 48, 211, 212, 2009年11月28日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

620 小型ハイブリッドロケットにおける能動的ロール制御システムの構築(移動・輸送のメカトロニクス)
田村 正佳, 佐藤 俊哉, 竹腰 卓博, 萩原 俊輔, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2009, 48, 213, 214, 2009年11月28日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

拡大する流路内を伝播する円環デトネーション波の挙動
田村正佳, 脇田督司, 永田晴紀, 戸谷剛, 燃焼シンポジウム講演論文集, 47th, 72-73, 2009年11月18日
日本語

ライデンフロスト温度以下に冷却された固体燃料の燃焼特性
飯島直純, 金子雄大, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 燃焼シンポジウム講演論文集, 47th, 302-303, 2009年11月18日
日本語

熱硬化性樹脂単一粒子の高温ガス流れ場における気化特性
堺裕哉, 榎本剛矩, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 燃焼シンポジウム講演論文集, 47th, 300-301, 2009年11月18日
日本語

ラバールノズルでの対流熱伝達を利用した推力・比推力の向上
岩城裕樹, 長沼哲史, 佐藤峻哉, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, 日本機械学会年次大会講演論文集, 2009, Vol.5, 297-298, 2009年09月12日
日本語

反射板を有する円管状燃焼器におけるデトネーション遷移過程の研究
浅田隆利, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 坪井伸幸, 林光一, 衝撃波シンポジウム講演論文集, 2008, 211-214, 2009年03月17日
日本語

円錐形状反射板を用いたPDEイニシエータによるドライバーガス削減
脇田督司, 浅田隆利, 戸谷剛, 永田晴紀, 衝撃波シンポジウム講演論文集, 2008, 239-240, 2009年03月17日
日本語

超小型人工衛星HIT‐SATの実験結果
三橋龍一, 佐藤立博, 竹浪恭平, 中尾明弘, 羽鳥翼, 戸谷剛, 加瀬誠志, 佐鳥新, 電子情報通信学会大会講演論文集, 2009, 317, 2009年03月04日
日本語

B-2-60 超小型人工衛星HIT-SATの実験結果(B-2.宇宙・航行エレクトロニクス,一般セッション)
三橋 龍一, 佐藤 立博, 竹浪 恭平, 中尾 明弘, 羽鳥 翼, 戸谷 剛, 加瀬 誠志, 佐鳥 新, 電子情報通信学会総合大会講演論文集, 2009, 1, 317, 317, 2009年03月04日
一般社団法人電子情報通信学会, 日本語

ノズル加熱による推力および比推力の向上に関する評価方法の検討
長沼哲史, 岩城裕樹, 佐藤峻哉, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 53rd, 3G03, 2009年
日本語

PDE燃焼器内の円環流路部を通過するデトネーション波の伝播挙動
脇田督司, 田村正佳, 戸谷剛, 永田晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 53rd, 2G14, 2009年
日本語

自己加圧供給を利用した液体酸素供給開始方式の検討
和久宏之, 金子雄大, 飯島直純, 萩原俊輔, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 53rd, 2B08, 2009年
日本語

液滴ラジエータにおける自動制御による作動流体の循環
仁木雄大, 竹腰卓博, 戸谷剛, 永田晴紀, 脇田督司, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 53rd, 2J02, 2009年
日本語

ラバールノズルにおける推進剤への対流熱伝達による推力・比推力の向上
岩城裕樹, 長沼哲史, 佐藤峻哉, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, 日本航空宇宙学会北部支部講演会ならびに再使用型宇宙推進系シンポジウム講演論文集, 2009-10th, 112-117, 2009年
日本語

環状流路を有するPDEイニシエーター内のデトネーション波の挙動
田村正佳, 脇田督司, 浅田隆利, 戸谷剛, 永田晴紀, 流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集, 41st-2009, 357-360, 2009年
日本語

ポリエチレン燃料の酸化剤衝突領域での燃焼における流速の効果
金子雄大, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 53rd, 2B06, 2009年
日本語

超小型宇宙機UNITEC‐1の基本熱設計
伊井晴明, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 53rd, 2F11, 2009年
日本語

CAMUI型ハイブリッドロケット用固体燃料の後退履歴特性
永田晴紀, 柿倉彰人, 伊藤光紀, 金子雄大, 森一大, 植嶋健太, 植松努, 戸谷剛, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 53rd, 2B05, 2009年
日本語

UNITEC‐1の初期熱設計
伊井晴明, 田島康晴, 戸谷剛, 永田晴紀, 脇田督司, 日本航空宇宙学会北部支部講演会ならびに再使用型宇宙推進系シンポジウム講演論文集, 2009-10th, 281-286, 2009年
日本語

S1904-2-2 ラバールノズルでの対流熱伝達を利用した推力・比推力の向上(大気突入・減速技術(2))
岩城 裕樹, 長沼 哲史, 佐藤 峻哉, 戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀, 年次大会講演論文集, 2009, 0, 297, 298, 2009年
The one-dimensional analysis has been performed using the analysis program for the flow of the propellant of Laval nozzles. The propellant is nitrogen. Two kinds of nozzle that has a throat diameter of 0.5 mm and 1 mm are assumed. Heat flow to the propellant by convective heat transfer in the supersonic region is increased by elongating of the divergent section of the nozzle. The ratio of the exhaust velocity with the heat transfer in the nozzle to the exhaust velocity without the heat transfer is not affected by the throat diameter, inlet pressure, and temperature difference between the nozzle wall and the propellant. In the case that the throat diameter of 0.5 mm, inlet pressure of 1 MPa, temperature difference of 300 K and length of the divergent section of 200 mm, the ratio of the exhaust velocity becomes 1.05., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

The improvement of the thrust and specific impulse by heating and elongating of De Laval nozzle
Yuuki Iwaki, Tsuyoshi Totani, Tetsushi Naganuma, Harunori Nagata, International Astronautical Federation - 59th International Astronautical Congress 2008, IAC 2008, 10, 6403, 6410, 2008年12月01日

CAMUI型ハイブリッドロケット固体燃料の燃焼速度に及ぼすスケールの影響
永田晴紀, 伊藤光紀, 金子雄大, 柿倉彰人, 森一大, 植松努, 戸谷剛, 燃焼シンポジウム講演論文集, 46th, 56-57, 2008年11月20日
日本語

二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における燃料定常分布に初期粒径が及ぼす影響
羽柴健太, 堺裕哉, 戸谷剛, 永田晴紀, 燃焼シンポジウム講演論文集, 46th, 516-517, 2008年11月20日
日本語

管内を燃え広がる火炎の伝播機構の解明
松岡常吉, 戸谷剛, 永田晴紀, 燃焼シンポジウム講演論文集, 46th, 194-195, 2008年11月20日
日本語

超小型人工衛星HIT‐SATの運用結果
三橋龍一, 佐藤立博, 竹浪恭平, 安部潤一郎, 中尾明弘, 羽鳥翼, 戸谷剛, 佐鳥新, 電気・情報関係学会北海道支部連合大会講演論文集(CD−ROM), 2008, ROMBUNNO.0001, 2008年10月25日
日本語

二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における燃料後退速度の粒径依存性
羽柴健太, 堺裕哉, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 47th, 149-150, 2008年09月27日
日本語

反射板を用いたPDEイニシエーターにおける反射板径の最適化に関する研究
浅田隆利, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 47th, 151-152, 2008年09月27日
日本語

605 二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における燃料後退速度の粒径依存性(宇宙工学・環境)
羽柴 健太, 堺 裕哉, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2008, 47, 149, 150, 2008年09月27日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

606 反射板を用いたPDEイニシエーターにおける反射板径の最適化に関する研究(宇宙工学・環境)
浅田 隆利, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2008, 47, 151, 152, 2008年09月27日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

ラバールノズルの伸長および加熱による推力・比推力の向上
岩城裕樹, 長沼哲史, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会年次大会講演論文集, 2008, Vol.5, 395-396, 2008年08月02日
日本語

反射板を用いたPDEイニシエーターにおけるドライバーガス削減に関する研究
浅田隆利, 脇田督司, 沼倉龍介, 戸谷剛, 永田晴紀, 衝撃波シンポジウム講演論文集, 2007, 275-278, 2008年03月17日
日本語

90・250kgf級CAMUI型ハイブリッドロケットへの超小型モデル衛星搭載実験
三橋龍一, 佐藤立博, 竹浪恭平, 安部潤一郎, 吉尾直人, 戸谷剛, 永田晴紀, 電子情報通信学会大会講演論文集, 2008, 266, 2008年03月05日
日本語

B-2-24 90・250kgf級CAMUI型ハイブリッドロケットへの超小型モデル衛星搭載実験(B-2. 宇宙・航行エレクトロニクス,一般セッション)
三橋 龍一, 佐藤 立博, 竹浪 恭平, 安部 潤一郎, 吉尾 直人, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 電子情報通信学会総合大会講演論文集, 2008, 1, 266, 266, 2008年03月05日
一般社団法人電子情報通信学会, 日本語

高Ohnesorge数領域における液滴流の捕集と飛散を分ける閾値—Threshold between spreading and splashing of droplet streams in the region of high Ohnesorge number
戸谷, 剛, 南部, 航太, 川上, 哲人, 由利, 泰史, 永田, 晴紀, Totani, Tsuyoshi, Nanbu, Kota, Kawakami, Akihito, Yuri, Yasufumi, Nagata, Harunori, 宇宙利用シンポジウム 第24回 平成19年度 = Space Utilization Research: Proceedings of the Twenty-fourth Space Utilization Symposium, 117, 120, 2008年03月
This research has aimed to prevent the working fluid from dispersing at the droplet collector of liquid droplet radiators by specifying the threshold in which splashing and spreading of droplets in space are divided. The following results have been achieved by this research. (1) It was clarified not to be able to arrange the threshold in which splashing and spreading were divided only by a past arrangement type of the threshold. (2) The threshold approved to fluids with the different viscosity is discovered. (3) It is discovered that the droplets splashes more hardly under microgravity than under normal gravity. (4) The cause that the threshold between splashing and spreading under microgravity are different from that under normal gravity has been specified. The above-mentioned results greatly contribute to the proof examination on the orbit of the liquid droplet radiator.
資料番号: AA0063706028, 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部, 日本語

高Ohnesorge数領域における液滴流の捕集と飛散を分ける閾値
戸谷剛, 南部航太, 川上哲人, 由利泰史, 永田晴紀, 宇宙利用シンポジウム, 24th, 117-120, 2008年03月
日本語

CAMUI方式によるハイブリッドロケット燃料後退速度向上の定量的評価
森一大, 伊藤光紀, 柿倉彰仁, 金子雄大, 植嶋健太, 室井典和, 植松努, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本航空宇宙学会北部支部講演会講演論文集, 2008, 135-138, 2008年
日本語

小型衛星用太陽熱スラスタの熱設計
岩城裕樹, 長沼哲史, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本航空宇宙学会北部支部講演会講演論文集, 2008, 1-6, 2008年
日本語

CAMUIハイブリッドロケットの起動特性シミュレーション
植嶋健太, 伊藤光紀, 前田剛典, 柿倉彰仁, 金子雄大, 森一大, 室井典和, 植松努, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本航空宇宙学会北部支部講演会講演論文集, 2008, 139-142, 2008年
日本語

宇宙用小型ハイパースペクトルセンサの試作評価
青柳賢英, 西里真哉, 佐鳥新, 戸谷剛, 原潤海, 安中俊彦, 中村明広, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD−ROM), 52nd, ROMBUNNO.1H18, 2008年
日本語

液滴ラジエータにおける液滴流の飛散と捕集を分ける閾値
川上哲史, 由利泰史, 仁木雄大, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本航空宇宙学会北部支部講演会講演論文集, 2008, 149-153, 2008年
日本語

CAMUIハイブリッドロケットの性能履歴予測に関する研究
柿倉彰仁, 伊藤光紀, 金子雄大, 森一大, 植嶋健太, 飯嶋直純, 室井典和, 植松努, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本航空宇宙学会北部支部講演会講演論文集, 2008, 143-147, 2008年
日本語

二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における粒状燃料のガス化履歴
片野光, 羽柴健太, 堺裕哉, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本航空宇宙学会北部支部講演会講演論文集, 2008, 129-134, 2008年
日本語

ボルト締結体における接触熱コンダクタンスの温度依存性
榊原隆浩, 伊井晴明, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本航空宇宙学会北部支部講演会講演論文集, 2008, 55-60, 2008年
日本語

4040 CAMUIハイブリッドロケットの性能履歴予測モデルを用いた燃料グレイン設計(S60-2 小型宇宙システム(2),21世紀地球環境革命の機械工学:人・マイクロナノ・エネルギー・環境)
植嶋 健太, 永田 晴紀, 伊藤 光紀, 柿倉 彰仁, 金子 雄大, 森 一大, 飯島 直純, 室井 典和, 植松 努, 戸谷 剛, 年次大会講演論文集, 2008, 0, 401, 402, 2008年
In order to enlarge the system of CAMUI hybrid rocket, it is essential to estimate its performance with a minimum of combustion experiments to reduce research and development costs. The authors had built up "Prediction Model for Startup Characteristic", which simulate the pressure history of each part of the system, and "Fuel Regression History Model", which predict the weight and shape history of fuel under combustion. In this study, the authors combined the two models mentioned above, and built up the program that predict the pressure history of each part of the system, and the weight and shape history of the fuel directly from the initial parameters. The result obtained by the program agreed well with the experimental value and got adequacy. With the program, the authors designed the CAMUI fuel grain which realize the optimal fuel flow rate on 90kgf thrust class motor, of which fuel has not been optimized yet., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

4041 超音波パルス反射法を用いたハイブリッドロケット燃料の後退履歴の取得(S60-2 小型宇宙システム(2),21世紀地球環境革命の機械工学:人・マイクロナノ・エネルギー・環境)
金子 雄大, 伊藤 光紀, 植嶋 健太, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 年次大会講演論文集, 2008, 0, 403, 404, 2008年
A series of the firing rest was conducted to obtain the history of the instantaneous value of the fuel thickness during the firing test. An ultrasonic pulse-echo method was used to the firing test for that purpose. Gaseous oxygen and polyethylene were used to the firing test about the combustion of the solid fuel in the oxygen jet collision area. A preliminary experiment revealed that the variation of the propagation time caused by the change of fuel temperature is negligible small because the thermal boundary layer in the solid fuel is thin. The fuel regression rate at the stagnation point of oxidizer jet depends on Reynolds number., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

4037 ラバールノズルの伸長および加熱による推力・比推力の向上(S60-1 小型宇宙システム(1),21世紀地球環境革命の機械工学:人・マイクロナノ・エネルギー・環境)
岩城 裕樹, 長沼 哲史, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 年次大会講演論文集, 2008, 0, 395, 396, 2008年
The one-dimensional analysis has been performed using the analysis program for the flow of the propellant and the wall temperature of Laval nozzles. The material of the nozzles is A5056 and the propellant is water. In the case that the diameter of the nozzle inlet is 0.6 mm, the diameter of the throat is 0.1 mm, the mass flow rate of the propellant is 1 g/min, the inlet temperature of the propellant and wall are 500 K, Outlet pressure of the propellant is 400 Pa, the radial thickness of the nozzle is 2 mm, and the length of the divergent nozzle is 36 mm, the 151 s of the specific impulse has been achieved whereas the specific impulse with an adiabatically change is 137 s., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

4040 CAMUIハイブリッドロケットの性能履歴予測モデルを用いた燃料グレイン設計(S60-2 小型宇宙システム(2),21世紀地球環境革命の機械工学:人・マイクロナノ・エネルギー・環境)
植嶋 健太, 永田 晴紀, 伊藤 光紀, 柿倉 彰仁, 金子 雄大, 森 一大, 飯島 直純, 室井 典和, 植松 努, 戸谷 剛, 年次大会講演論文集, 2008, 0, 401, 402, 2008年
In order to enlarge the system of CAMUI hybrid rocket, it is essential to estimate its performance with a minimum of combustion experiments to reduce research and development costs. The authors had built up "Prediction Model for Startup Characteristic", which simulate the pressure history of each part of the system, and "Fuel Regression History Model", which predict the weight and shape history of fuel under combustion. In this study, the authors combined the two models mentioned above, and built up the program that predict the pressure history of each part of the system, and the weight and shape history of the fuel directly from the initial parameters. The result obtained by the program agreed well with the experimental value and got adequacy. With the program, the authors designed the CAMUI fuel grain which realize the optimal fuel flow rate on 90kgf thrust class motor, of which fuel has not been optimized yet., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

4041 超音波パルス反射法を用いたハイブリッドロケット燃料の後退履歴の取得(S60-2 小型宇宙システム(2),21世紀地球環境革命の機械工学:人・マイクロナノ・エネルギー・環境)
金子 雄大, 伊藤 光紀, 植嶋 健太, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 年次大会講演論文集, 2008, 0, 403, 404, 2008年
A series of the firing rest was conducted to obtain the history of the instantaneous value of the fuel thickness during the firing test. An ultrasonic pulse-echo method was used to the firing test for that purpose. Gaseous oxygen and polyethylene were used to the firing test about the combustion of the solid fuel in the oxygen jet collision area. A preliminary experiment revealed that the variation of the propagation time caused by the change of fuel temperature is negligible small because the thermal boundary layer in the solid fuel is thin. The fuel regression rate at the stagnation point of oxidizer jet depends on Reynolds number., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における粒状燃料のガス化履歴
片野光, 羽柴健太, 永田晴紀, 戸谷剛, 燃焼シンポジウム講演論文集, 45th, 506-507, 2007年11月20日
日本語

推力250kgf級CAMUI型ハイブリッドロケットの燃焼特性
永田晴紀, 植松努, 伊藤光紀, 柿倉彰人, 金子雄大, 森一大, 戸谷剛, 燃焼シンポジウム講演論文集, 45th, 508-509, 2007年11月20日
日本語

250kgf級CAMUI型ハイブリッドロケットへの超小型モデル衛星搭載実験
三橋龍一, 佐藤立博, 竹浪恭平, 安部潤一郎, 吉尾直人, 戸谷剛, 永田晴紀, 電気・情報関係学会北海道支部連合大会講演論文集(CD−ROM), 2007, ROMBUNNO.47, 2007年10月27日
日本語

503 液滴ラジエータの作動流体循環流量の自動制御に関する研究(宇宙工学)
由利 泰史, 川上 哲史, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2007, 46, 129, 130, 2007年09月29日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

504 水を推進剤とした太陽熱推進軌道変換機によるペイロード輸送ミッションの設計(宇宙工学)
岩城 裕樹, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2007, 46, 131, 132, 2007年09月29日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

505 傾斜壁面に衝突する液滴流の飛散と捕集を分ける閾値に関する研究(宇宙工学)
川上 哲史, 由利 泰史, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2007, 46, 133, 134, 2007年09月29日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

506 二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における粒状燃料のガス化履歴(宇宙工学)
片野 光, 羽柴 健太, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2007, 46, 135, 136, 2007年09月29日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

507 CAMUI方式を用いたハイブリッドロケット燃料の燃焼速度に及ぼすスケールの効果(宇宙工学)
森 一大, 伊藤 光紀, 柿倉 彰仁, 金子 雄大, 植嶋 健太, 室井 典和, 戸谷 剛, 植松 努, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2007, 46, 137, 138, 2007年09月29日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

502 CAMUIハイブリッドロケット燃料グレインの形状履歴の予測(宇宙工学)
柿倉 彰仁, 伊藤 光紀, 金子 雄大, 森 一大, 植嶋 健太, 室井 典和, 植松 努, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2007, 46, 127, 128, 2007年09月29日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

CAMUI方式を用いたハイブリッドロケット燃料の燃焼速度に及ぼすスケールの効果
森一大, 伊藤光紀, 柿倉彰仁, 金子雄大, 植嶋健太, 室井典和, 戸谷剛, 植松努, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 46th, 137-138, 2007年09月25日
日本語

CAMUIハイブリッドロケット燃料グレインの形状履歴の予測
柿倉彰仁, 伊藤光紀, 金子雄大, 森一大, 植嶋健太, 室井典和, 植松努, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 46th, 127-128, 2007年09月25日
日本語

傾斜壁面に衝突する液滴流の飛散と捕集を分ける閾値に関する研究
川上哲史, 由利泰史, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 46th, 133-134, 2007年09月25日
日本語

液滴ラジエータの作動流体循環流量の自動制御に関する研究
由利泰史, 川上哲史, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 46th, 129-130, 2007年09月25日
日本語

二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における粒状燃料のガス化履歴
片野光, 羽柴健太, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 46th, 135-136, 2007年09月25日
日本語

水を推進剤とした太陽熱推進軌道変換機によるペイロード輸送ミッションの設計
岩城裕樹, 戸谷剛, 永田晴紀, 日本機械学会北海道支部講演会講演概要集, 46th, 131-132, 2007年09月25日
日本語

HIT‐SATの姿勢制御結果と北海道衛星への展開
松島幸太, 石村康生, 戸谷剛, 榊原隆浩, 佐鳥新, 三橋龍一, 青柳賢英, 田中喜規, 佐藤立博, 中村明広, 安中俊彦, 堀耕太郎, 廣田尚久, 日本機械学会年次大会講演論文集, 2007, Vol.5, 391-392, 2007年09月07日
日本語

超小型衛星「HIT‐SAT」の電源系の解析
西舘純, 佐藤立博, 青柳賢英, 大野努, 竹浪恭平, 佐鳥新, 三橋龍一, 廣田尚久, 石村康生, 松島幸太, 戸谷剛, 榊原隆浩, 堀耕太郎, 江良聡, 中村明広, 植松努, 安中俊彦, 日本機械学会年次大会講演論文集, 2007, Vol.5, 347-348, 2007年09月07日
日本語

HIT‐SATの軌道上温度データと熱解析モデルの再検討
榊原隆浩, 戸谷剛, 安部良, 安中俊彦, 石村康生, 松島幸太, 佐鳥新, 三橋龍一, 佐藤立博, 西舘純, 青柳賢英, 大野努, 田中喜規, 中村明広, 堀耕太郎, 日本機械学会年次大会講演論文集, 2007, Vol.5, 389-390, 2007年09月07日
日本語

4123 HIT-SATの姿勢制御結果と北海道衛星への展開(S74-2 小型宇宙システム(2),S74 小型宇宙システム)
松島 幸太, 石村 康生, 戸谷 剛, 榊原 隆浩, 佐鳥 新, 三橋 龍一, 青柳 賢英, 田中 喜規, 佐藤 立博, 中村 明広, 安中 俊彦, 堀 耕太郎, 廣田 尚久, 年次大会講演論文集 : JSME annual meeting, 2007, 5, 391, 392, 2007年09月07日
"HIT-SAT" is a small satellite to demonstrate performance of the bus systems of "Hokkaido Satellite". The main purpose of the attitude control system of "HIT-SAT" is to get basis data for the attitude control and determination system of "Hokkaido Satellite". "HIT-SAT" was launched on Sep. 23, 2006 by M-V-7. Attitude control system of "HIT-SAT" could get magnetometer data and gyro data on orbit. This paper describes the attitude determination from magnetometer data obtained on orbit., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

4122 HIT-SATの軌道上温度データと熱解析モデルの再検討(S74-2 小型宇宙システム(2),S74 小型宇宙システム)
榊原 隆浩, 戸谷 剛, 安部 良, 安中 俊彦, 石村 康生, 松島 幸太, 佐鳥 新, 三橋 龍一, 佐藤 立博, 西舘 純, 青柳 賢英, 大野 努, 田中 喜規, 中村 明広, 堀 耕太郎, 年次大会講演論文集 : JSME annual meeting, 2007, 5, 389, 390, 2007年09月07日
HIT-SAT has been designed and developed in order to examine functions of the bus system. It was successfully launched by M-V rocket #7 on 23rd September 2006. The volume and weight of HIT-SAT are about 12[cm^3] and 2.7[kg], respectively. HIT-SAT has a flame-panel structure that consists of 6 panels, 4 columns and 2 shelves made of the aluminum alloy that has a high conductivity. The passive thermal control is adopted. Thermal analysis was conducted using Thermal Desktop/SINDA/FLUINT before launch. However, the result of thermal analysis is quite different from on-orbit thermal data of HIT-S..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

4101 超小型衛星「HIT-SAT」の電源系の解析(G19 宇宙工学に関する基盤研究,G19 宇宙工学)
西舘 純, 佐藤 立博, 青柳 賢英, 大野 努, 竹浪 恭平, 佐鳥 新, 三橋 龍一, 廣田 尚久, 石村 康生, 松島 幸太, 戸谷 剛, 榊原 隆浩, 堀 耕太郎, 江良 聡, 中村 明広, 植松 努, 安中 俊彦, 年次大会講演論文集 : JSME annual meeting, 2007, 5, 347, 348, 2007年09月07日
A CubeSat size class "HIT-SAT" is a micro satellite that developed by Hokkaido CubeSat development team. Its volume and weight is 2.7kg and 12cm cubed. It was fixed in the sub payload space of M-V-7, and was ejected after main satellite separation on September 23,2006. The orbit is sun-synchronous orbit of the altitude of 279-660[km] and the inclination of 98.32[deg]. The purpose is to examine some functions of the bus system. This research report describes an electric al power subsystem design. The major difficulty of Electrical Power System is surely OFF and ON. The OFF needs to be guaran..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

B-2-51 超小型人工衛星HIT-SATの衛星通信システム(B-2.宇宙・航行エレクトロニクス,一般講演)
三橋 龍一, 佐藤 立博, 武岡 和彦, 西舘 純, 竹浪 恭平, 戸谷 剛, 石村 康生, 加瀬 誠志, 佐鳥 新, 電子情報通信学会総合大会講演論文集, 2007, 1, 299, 299, 2007年03月07日
一般社団法人電子情報通信学会, 日本語

マルチセルインフレータブル構造の面内変形―セル・パーティション間の接触の考察―
石村康生, 羽柴健太, 加藤隆造, 戸谷剛, 樋口健, 構造強度に関する講演会講演集, 49th, 187, 189, 2007年
日本語

4131 超音波パルス反射法を用いたハイブリッドロケット燃料後退履歴の取得に関する研究(S74-3 小型宇宙システム(3),S74 小型宇宙システム)
金子 雄大, 伊藤 光紀, 柿倉 彰仁, 森 一大, 植嶋 健太, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 年次大会講演論文集, 2007, 0, 407, 408, 2007年
A hybrid rocket is a high safety and low cost propulsion system. However, conventional hybrid rockets have a defect of are low thrust because of the low gasification rate of the solid fuel. Therefore, many researches of a hybrid rocket aimed at the improvement of the gasification rate of the solid fuel, being evaluated by a regression rate. We have been developing a new type hybrid rocket named CAMUI that improves the regression rate of solid fuels by using an impinging jet heat transfer. In many cases, a fuel regression rate is obtained as an average during the combustion. However, when the fuel shape changes dramatically during the combustion, this method is not suitable. Therefore, it is necessary to measure the history of the fuel thickness during the combustion. Therefore, we are trying to use ultrasonic pulse-echo measurement system and this paper describes the result of a basic research about the real-time measurement., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

4130 CAMUI方式ハイブリッドロケットの燃料後退特性に及ぼすスケール効果(S74-3 小型宇宙システム(3),S74 小型宇宙システム)
伊藤 光紀, 前田 剛典, 柿倉 彰仁, 金子 雄大, 森 一大, 植松 努, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 年次大会講演論文集, 2007, 0, 405, 406, 2007年
CAMUI type hybrid rocket has a distinctive configuration of fuel grain to overcome the defect of the low fuel regression rate of conventional hybrid rockets. In CAMUI type fuel grain, a number of surfaces perpendicular to the thrust axis, as well as port surfaces, contribute as burning surfaces. Static firing tests with three scales of analogous motors were conducted to investigate the scaling effect on the fuel regression characteristics of CAMUI type fuel grain. LOX and Polyethylene were used as a propellant, and tests were conducted with the same Reynolds number condition, at the chamber pressure of 1MPa and the mass flux of 150-300kg/(m^2s)., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

Thermal and Structural Design of Subminiature Satellite "HIT-SAT"　　　　　　　　　　　　　　　
Memoirs of the Hokkaido Institute of Technology, 35, 105, 111, 2007年

119 マルチセルインフレータブル構造の剛性に関する研究(宇宙工学)
加藤 隆造, 戸谷 剛, 石村 康生, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2006, 45, 37, 38, 2006年09月25日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

116 液滴ラジエータにおける液滴流回収時の飛散と捕集に関する研究(宇宙工学)
南部 航太, 川上 哲史, 由利 泰史, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2006, 45, 31, 32, 2006年09月25日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

117 HIT-SATフライトモデルの構造設計と機械環境試験(宇宙工学)
榊原 隆浩, 戸谷 剛, 安中 俊彦, 佐鳥 新, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2006, 45, 33, 34, 2006年09月25日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

118 二段燃焼式ハイブリッドロケットのEMの設計(宇宙工学)
坂本 将司, 片野 光, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 北海道支部講演会講演概要集, 2006, 45, 35, 36, 2006年09月25日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

120 デトネーション波の伝播促進に及ぼすドライバーガス供給量の影響(宇宙工学)
菅田 成俊, 脇田 督司, 沼倉 龍介, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 北海道支部講演会講演概要集, 2006, 45, 39, 40, 2006年09月25日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

大型宇宙システムへのマルチセルインフレータブルの適用
石村康生, 樋口健, 戸谷剛, 加藤隆造, 宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM), 50th, 3E11, 2006年
日本語

1024 CAMUI方式を用いた推力400kgf級サウンディングロケットの研究開発(S87 小型宇宙システム,S87 小型宇宙システム)
前田 剛典, 伊藤 光紀, 柿倉 彰仁, 難波江 亮, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 植松 努, 年次大会講演論文集, 2006, 0, 341, 342, 2006年
Cascaded Multistage Impinging-jet (CAMUI) is one of the combustion methods of hybrid rocket. This is the way of burning solid fuel and liquid oxidizer at stagnation point. By this way, we can expect to get high regression rate and high combustion efficiency. Now, with this combustion method, we developed the 400kgf thrust class flight model to observe upper air and did experiments to confirm its performance. This summer, our aim is to make this hybrid rocket reach 10km altitude. This paper describes the outline of the mission and the combustion characteristics which we got by the static firing test., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

Development of CAMUI hybrid rocket to create a market for small rocket experiments
Harunori Nagata, Mitsunori Ito, Takenori Maeda, Mikio Watanabe, Tsutomu Uematsu, Tsuyoshi Totani, Isao Kudo, International Astronautical Federation - 56th International Astronautical Congress 2005, 7, 4763, 4767, 2005年12月01日

Numerical and experimental studies on circulation of working fluid in liquid droplet radiator
Tsuyoshi Totani, Takuya Kodama, Kensuke Watanabe, Kota Nanbu, Harunori Nagata, Isao Kudo, International Astronautical Federation - 56th International Astronautical Congress 2005, 6, 3842, 3852, 2005年12月01日

216 反射板を用いたPDEイニシエータにおいて入射衝撃波強度が動作特性に及ぼす影響(航空宇宙工学)
伊藤 雄介, 脇田 督司, 沼倉 龍介, 菅田 成俊, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2005, 44, 70, 71, 2005年10月08日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

217 二段燃焼式ハイブリッドロケットの熱設計(航空宇宙工学)
譜久山 尚, 坂本 将司, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2005, 44, 72, 73, 2005年10月08日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

218 液滴ラジエータの循環流量変化時における作動流体循環の過渡特性(航空宇宙工学)
渡辺 健介, 南部 航太, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2005, 44, 74, 75, 2005年10月08日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

219 マウスを用いた回収型動物実験衛星の概念設計検討(航空宇宙工学)
飯田 恭平, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 矢野 昭起, 北海道支部講演会講演概要集, 2005, 44, 76, 77, 2005年10月08日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

CAMUIハイブリッドロケットによる小型ロケット実験市場の創出
永田 晴紀, 渡辺 三樹生, 伊藤 光範, 前田 剛典, 戸谷 剛, 工藤 勲, スペース・エンジニアリング・コンファレンス講演論文集 : Space Engineering Conference, 2004, 13, 1, 4, 2005年01月20日
Small-scale reusable sounding rocket system is under development to provide means of stratosphere observation and three-minutes microgravity experiment. The propulsion system is a hybrid type that uses solid fuel (plastics) and liquid oxygen as propellants and free from explosives, resulting in the dramatically reduced launch cost. To enhance the burning rate of the solid fuel and to augment the thrust, the rocket has employed a new fuel grain design. This new design, named CAMUI as an abbreviation of "Cascaded Multistage Impinging-jet", allows mixing and combustion to occur around stagnati..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

3329 太陽熱推進用スラスタの伝熱解析と性能特性(S86-2 小型宇宙システム(2),S86 小型宇宙システム)
高野 千尋, 村木 祐介, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 年次大会講演論文集, 2005, 0, 385, 386, 2005年
The experiments in which water as propellant is heated and ejected from the nozzle of the solar thermal thruster has been conducted. Thermal analysis of the solar thermal thruster and the propellant has been conducted These results indicate that the highest performance is achieved at a largest mass flow rate for a heat input, where propellant finish boiling at the entrance of the nozzle. Analytical result has indicated that the temperature distribution of the thruster was not ideal for heating propellant because of the heat lost at a nozzle. This is the problem to try to improve propulsive performance. It is possible that this problem is solved by using plug nozzle as a nozzle., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

3332 CAMUI方式を用いた推力70kgf級ロケットモーターの燃料設計(S86-2 小型宇宙システム(2),S86 小型宇宙システム)
伊藤 光紀, 前田 剛典, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 植松 務, 年次大会講演論文集, 2005, 0, 391, 392, 2005年
CAMUI type hybrid rocket has a distinctive configuration of fuel grain resulting in unique characteristics of fuel regression. In CAMUI type fuel grain, not only port surfaces but also a number of surfaces perpendicular to the thrust axis contribute as burning surfaces. The authors conducted static firing tests of 70kg thrust class CAMUI type motor to obtain quantitative formulas of the fuel regression as a function of oxidizer flow rate and the initial configuration of the port. These formulas enable us to calculate the instantaneous configuration of the grain, fuel flow rate, and any other performances of the firing motor. They are indispensable to obtain an optimal design of the grain for any missions., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

3422 液滴ラジエータにおける作動流体の循環特性(S89-2 微小重力・宇宙環境利用(2),S89 微小重力・宇宙環境利用)
戸谷 剛, 児玉 拓也, 渡辺 健介, 南部 航太, 永田 晴紀, 工藤 勲, 年次大会講演論文集, 2005, 0, 445, 446, 2005年
Experiments have been carried out under normal gravity in order to examine characteristics on circulation of working fluid in a liquid droplet radiator. The experimental setup had functioned under microgravity. The working fluid is silicon oil. It has been clear that the liquid droplet radiator has the function to stabilize flow rate without flow rate controllers. Flow rate controllers will be used in a real machine. Even if the flow rate controllers is malfunctioned, the liquid droplet radiator circulates the working fluid stably., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

微小重力下における液滴流の収束および衝突挙動
戸谷 剛, 児玉 拓也, 渡辺 健介, 永田 晴紀, 工藤 勲, JASMA : Journal of the Japan Society of Microgravity Application = 日本マイクログラビティ応用学会誌, 21, 0, 14, 14, 2004年11月04日
英語

415 高層成層圏観測に用いる完全再使用型 CAMUI ハイブリッドロケットの基本設計
三浦 崇志, 渡辺 三樹生, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2003, 43, 154, 155, 2003年09月28日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

416 マイクロローバーを搭載した火星探査機の概念設計
増田 紀昭, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2003, 43, 156, 157, 2003年09月28日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

419 反射板まわりにおけるデトネーション波の再点火機構
沼倉 龍介, 脇田 督司, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2003, 43, 162, 163, 2003年09月28日
一般社団法人日本機械学会, 日本語

短時間微小重力実験による液滴ラジエータ要素の機能試験
戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, JASMA : Journal of the Japan Society of Microgravity Application, 20, 1, 22, 29, 2003年01月31日
日本マイクログラビティ応用学会, 日本語

TED-AJ03-270 NUMERICAL ANALYSIS OF SURFACE TENSION DRIVEN CONVECTION IN A LIQUID DROPLET USING A SPECTRAL METHOD :
KURODA Akiyoshi, TOTANI Tsuyoshi, KUDO Kazuhiko, Proceedings of the ... ASME/JSME Thermal Engineering Joint Conference, 2003, 6, 376, 376, 2003年
A three-dimensional numerical analysis is performed to study the Marangoni convection in a spherical liquid droplet cooled uniformly from its surroundings. Like the Benard cells observed on flat liquid surfaces cooled from the surface, the convection occurs even for curved liquid surfaces under appropriate conditions. The essential physical features of the phenomenon come from the fact that surface tension is a monotonous decreasing function of temperature in most fluids. Consider a hot liquid droplet cooling from its surface. When the free surface of a fluid layer is not under a uniform temperature, surface traction from the hot areas to cold areas causes a motion within the fluid. At the hot spot on the surface, warm fluid is drawn towards the surface from the inside of the droplet, which keeps the spot being hot. And this hot fluid spreads across the surface, cooling as it goes. The decrease in temperature across the surface is accompanied by an increase in surface tension that tends to maintain the convection. This phenomenon of the surface-tension-driven convection may affect the heat and mass transport within a small droplet in spray combustion or spray drying. And it may also play an important roll within a droplet under micro-gravity condition, a droplet radiator for example, which may be used as a compact heat-releasing device for space stations. In out study, a method is developed to analyze the three-dimensional transient Marangoni convection in a spherical liquid droplet that is cooled uniformly from its surroundings. As the field is unstable and is very sensitive to the temperature gradients along the surface, it is required for the numerical scheme to be highly accurate and be free from the effects of the polar and central singularities. For the purpose, a spherical harmonic spectral method was adopted to analyze the flow and temperature fields in the droplet on the spherical coordinates. And the transports equation of rƒ (r : radius coordinate, ƒ : velocity components, pressure, temperature) is numerically solved to avoid the singularity at the center of the droplet. The validity of the numerical method is checked at first. And some calculations are carried out to study the effects of parameters, i.e., Marangoni number, Prandt1 number, on the numerical results and it is found that the net heat transport rate within the droplet is affected by the surface tension driven convection when Ma>1000.[figure], 日本機械学会, 英語

3316 再使用型 CAMUI ハイブリッドロケットの打上げ・回収試験
渡辺 三樹生, 久保田 勲, 三浦 崇志, 伊藤 光紀, 村木 祐介, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 芝 邦明, 下岡 彩子, 年次大会講演論文集, 2003, 0, 363, 364, 2003年
To develop a reusable launch system, development study of jet-impinging hybrid rocket has been made. To prove a reliability and safety of a launch-recover system with jet-impinging hybrid rocket motor, a ballistic launch test of CAMUI (Cascaded Multistage Impinging-jet)-02 was performed on a January 13,2003 at TAIKI Hokkaido. The CAMUI-02 went up stably and reached about 500m in altitude. the rocket was recovered safely by parachute. These results prove reliability and safety of the launch-recover system with CAMUI hybrid rocket., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

熱的に薄い固体燃料の隙間に燃え広がる火炎に関する研究
橋本望, 渡辺賢, 永田晴紀, 戸谷剛, 工藤勲, 燃焼シンポジウム講演論文集, 40th, 163-164, 2002年11月01日
日本語

306 反射板によるデトネーション波の伝播促進 : 反射板距離の影響
脇田 督司, 沼倉 龍介, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2002, 42, 82, 83, 2002年10月05日
Quick initiation of a detonation wave in a combustion chamber is important to realize a high-performance pulse detonation engine. A possible method is to generate a detonation wave in a shock-tube and release the detonation wave into the chamber. In this paper, a reflecting board is installed in the combustion chamber near the shock-tube exit where the pipe diameter expands sharply. It prevents the detonation wave disappearing at the expanding area near the shock tube exit. The relation of the cell size at the shock-tube exit and the distance between the shock-tube exit and the reflecting b..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

308 加圧燃焼器内でのペレット状固体燃料のガス化に関する研究
藤井 篤之, 栗田 慎一郎, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2002, 42, 86, 87, 2002年10月05日
The authors have been proposed staged combustion hybrid rocket to overcome defects of conventional hybrid rockets such as low combustion efficiency, Isp loss due to O/F shift, and poor throttling characteristics. This hybrid rocket mainly consists of primary and secondary combustion chambers. The primary combustion chamber, which generates fuel-rich combustion gas, functions as a fuel tank and contains unsaturated polyester resin pellets as solid fuels. Experimental results show that O/F in the primary combustion chamber is independent of oxygen flow rate if the residence time is long enoug..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

401 TOPAZ を用いた木星探査衛星の概念設計
加藤 健太郎, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2002, 42, 104, 105, 2002年10月05日
The purpose of this conceptual study is to design a Jupiter probe for investigating the origin of Great Red Spot which has continued to exist on the planet for more than 300 years. The probe is equipped with TOPAZ, Russian nuclear reactor which is used for a power source for ion thrusters which must shorten the interplanetary time of flight from an orbit whose radius is the sphere of influence of the Earth to Jovian orbit and for one for mission equipments observing the Great Red where solar power is quite faint., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

Opposed-flow flame spread in a circular duct of a solid fuel: Influence of channel height on spread rate
Nozomu Hashimoto, Satoshi Watanabe, Harunori Nagata, Tsuyoshi Totani, Isao Kudo, Proceedings of the Combustion Institute, 29, 1, 245, 250, 2002年
Elsevier Ltd, 英語

3333 噴流衝突型高推力ハイブリッドロケットの開発および打上げ実験
永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 伊藤 献一, 大和田 陽一, 中山 久広, 渡辺 三樹生, 佐鳥 新, 高田 毅, 芝 邦明, 豊田 国昭, 中須賀 真一, 宮村 典秀, 年次大会講演論文集, 2002, 0, 345, 346, 2002年
A joint research team of universities has been organized to develop small-scale reusable launch systems based on new type of hybrid rockets. This paper describes the project outline, development study of a new type of hybrid rocket engine, and the result of a ballistic test launch using this engine. The key design of the new type hybrid rocket engine, designated as Jet Impinging type Hybrid Rocket, is that the gas flow collides with the solid fuel surface to accelerate the heat transfer to the fuel, resulting in improved thrust level. Static firing tests with an engineering model engine with a LOX cooling system showed sufficiently prompt ignition and stable combustion. Based on these results, a flight model engine was developed to conduct a ballistic test launch. The engine worked excellently in the test launch and the result was successful, showing that te engine showed expected performance in the flight condition., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

1502 微小重力場を利用した高温雰囲気における固体燃料粒子群の点火に関する研究
永田 晴紀, 藤井 篤之, 伊藤 献一, 戸谷 剛, 工藤 勲, 年次大会講演論文集, 2002, 0, 3, 4, 2002年
Ignition delays of fuel particle clusters that are inserted in a high-temperature environment are measured by changing the ambient temperature and the interval between fuel particles. To eliminate the effect of natural convection on the phenomena, ignition experiments are conducted under microgravity conditions. A qualitative discussion using numerical results about the ignition of a spherical cluster of fuel particles is made also to interpret the experimental results. Main conclusions obtained are in the followings. Ignition delay of a fuel particle cluster quickly immersed into a hot environment has a minimum at a certain interval between particles, and the minimum ignition delay is shorter than that of a single particle. This ignition delay behavior is common to previous results reported for droplet array ignition. The cause of this behavior is the long characteristic reaction time compared to the characteristic fuel mass transfer rate. Depending on the ambient temperature, the following two phenomena occur : (1) The ignition delay becomes minimum for a larger particle interval with increasing the ambient temperature because the volatilization time, which decreases with increasing the particle interval, is more dominant with increasing the ambient temperature. For higher ambient temperatures, the ignition delay is expected to decrease monotonically with increasing the particle interval because the reaction time should be negligible small comparing with the volatilization time. (2) An envelope flame appears for a larger particle interval with decreasing the ambient temperature because more amount of fuel gas is accumulated around the cluster at ignition for lower ambient temperatures., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

307 端面燃焼式ハイブリッドロケット用多孔質固体燃料の後退特性
渡辺 賢, 橋本 望, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2002, 0, 84, 85, 2002年
Because of some defects, such as low combustion efficiency and O/F shift, Hybrid Rocket Motors have not been practicable yet. To overcome these defects of conventional Hybrid Rocket Motors, End-Burning Hybrid Rocket Motor has been suggested. In this rocket motor, oxidizer gas is injected from one side of a porous solid fuel grain and combustion occurs on the other side. If the oxidizer flow velocity in the gaps of the porous solid fuel is sufficiently high, the flame cannot spread into these gaps. This type of combustion is called Stabilized Combustion. Understanding of fuel regression characteristics is important to develop the End-Burning Hybrid Rocket Motor. In this paper, the fuel regression characteristics of porous solid fuels are investigated experimentally, and feasible arrangement of the gaps in the porous solid fuel for End Burning Hybrid Rocket Motor is shown., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

液滴ラジエータの作動流体循環に関する微小重力実験
戸谷 剛, 薮田 茂, 宮本 拓哉, 永田 晴紀, 工藤 勲, JASMA : Journal of the Japan Society of Microgravity Application, 18, 0, 87, 87, 2001年10月01日
英語

707 微小重力環境下における液滴ラジエータの作動流体循環試験(OS7-2 マイクログラビティー)(OS7 北海道における航空宇宙工学研究の進展と未来)
薮田 茂, 宮本 拓哉, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 岩崎 晃, 細川 俊介, 北海道支部講演会講演概要集, 2001, 41, 238, 239, 2001年09月25日
Liquid Droplet Radiator (LDR) is an advanced and light weight radiator for high power space systems that will be prerequisite for large space structures superseding the traditional heat-pipe radiator. LDR consists of 3 elements that are a droplet generator, a droplet collector and a gear pump. The results of performance tests of 3 elements conducted respectively under microgravity confirm that these devices can function properly under weightless condition. This paper describes performance tests on circulation of working fluid in LDR conducted under microgravity and supplementary experiments..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

709 衝撃波後方の非定常場における水素 : 空気混合気の白金触媒燃焼発熱量の測定(OS7-3 計測・地上実験設備)(OS7 北海道における航空宇宙工学研究の進展と未来)
中村 大輔, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2001, 41, 242, 243, 2001年09月25日
Catalytic combustion is a candidate for an apparatus to stabilize and promote combustion for a Scramjet engine that is a strong candidate for thrusters of space planes and supersonic airplane in the next generation. However, the mechanism of catalytic combustion in the supersonic flow has hardly been clarified because there are little cases of the research on catalytic combustion in the supersonic flow, especially at the unsteady Field. In this research, we tried to measure catalytic heat release rate at the unsteady flow behind a shock wave using Ni or Pt prove and a shock tube. The temper..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

720 衝突噴流式ハイブリッドロケットのフライトモデル設計のための地上燃焼試験(OS7-6 航空宇宙推進(流体,燃焼))(OS7 北海道における航空宇宙工学研究の進展と未来)
中山 久広, 渡辺 三樹生, 永田 晴紀, 工藤 勲, 戸谷 剛, 北海道支部講演会講演概要集, 2001, 41, 268, 269, 2001年09月25日
The authors have proposed a new fuel configuration to overcome defects of conventional hybrid rockets such as low thrust level and low combustion efficiency. This new fuel configuration allows mixing and combustion to occur around jet-impinging points on forward ends of solid fuels. In the previous researches with cylindrical PMMA blocks as fuel, LOx was employed as oxidizer and ignition and combustion characteristics are investigated. As the result, good ignition characteristics and steady combustion with LOx were confirmed. In the present research, the engineering model of jet-impinging h..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

液滴ラジエータ要素 (液滴回収器,ギアポンプ)の微小重力下での性能
戸谷 剛, 藪田 茂, 永田 晴紀, 工藤 勲, 岩崎 晃, 細川 俊介, JASMA : Journal of the Japan Society of Microgravity Application, 17, 0, 18, 19, 2000年10月01日
英語

506 Virtual Space Research Laboratoryの構築と設計支援への適用(北海道における宇宙活動I)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)
吉川 茂雄, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2000, 40, 192, 193, 2000年09月25日
Engineering changes have been managed by Configuration Management Provision regulated by such a procurement agency as NASDA or USEF. Recently activities of configuration control board which should be established when ECP is issued seem to be neglected because of complicated procedures and pressure of business of CCB members. For revitalizing the activities, we are developing a virtual environment which supports configuration management, especially engineering changes, using functions of Virtual Space Research Laboratory (VSRL) we have been operating these one year and a half., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

510 衝突噴流式ハイブリッドロケットの点火特性および燃焼安定性(北海道における宇宙活動II)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)
渡辺 三樹生, 中山 久広, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 大和田 陽一, 北海道支部講演会講演概要集, 2000, 40, 200, 201, 2000年09月25日
The authors have proposed a new fuel configuration to overcome defects of conventional hybrid rockets such as low thrust level and low combustion efficiency. This new fuel configuration allows mixing and combustion to occur around jet-impinging points on forward ends of solid fuels. Previous researches with cylindrical PMMA blocks as fuel and gas oxygen as oxidizer revealed that the regression rates of forward ends increase due to the effect of impinging jet. In the present research, LOX was employed as oxidizer and ignition and combustion characteristics are investigated. Additionally, we ..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

514 超音速流用水素濃度プローブの応答速度(北海道における宇宙活動III)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)
笹木 正裕, 中村 大輔, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2000, 40, 208, 209, 2000年09月25日
The authors have proposed a new simple method using catalytic reaction on platinum wire to evaluate hydrogen concentrations in a hydrogen-air supersonic flow without the need for costly apparatus. In this research, in order to verify availability of the probe at turbulent mixing field, we attempt to evaluate the response time of the probe in a shock tube. A shock tube generates a shock wave. The response time means a rising time of supplied power when a surface discontinuity of shock wave reaches the probe. Also, we try to examine the relation between response time and hot wire temperature., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

516 液滴ラジエータ要素の微小重力実験(北海道における宇宙活動III)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)
薮田 茂, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 伊丹 雅洋, 岩崎 晃, 細川 俊介, 北海道支部講演会講演概要集, 2000, 40, 212, 213, 2000年09月25日
Liquid Droplet Radiator (LDR) is an advanced radiator for high power space systems that will be prerequisite for large space structures (LSS). LDR consists of 3 elements, droplet generator, droplet collector and gear pump. Many studies on performance of LDR have been done at the ground. But LDR must work in space, under weightless condition. Only few performance tests of LDR have been made under microgravity. We have made performance tests of LDR's 2 elements which are droplet generator and droplet collector under microgravity, and have got a certain results. In this year, we will test abou..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

517 微小重力場における模擬石炭粒子群の点火に関する研究(北海道における宇宙活動III)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)
丹羽 由樹子, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2000, 40, 214, 215, 2000年09月25日
The purpose of this study is to investigate mutual influences of fine coal particles in a coal dust cloud on the ignition process. Ignition processes of a cluster of four coal particles in high temperature atmosphere are observed. Spherical active carbons impregnated with salicylic acid are employed as fuel particles. Four fuel particles are arranged on tops of a regular tetrahedron. To remove the influence of the natural convention, experiments are made under microgravity. As a result, a bright luminous flame is observed with a small interval of fuel particles. This is because the density ..., 一般社団法人日本機械学会, 日本語

511 端面燃焼式ハイブリッドロケットの燃焼安定性に関する研究(北海道における宇宙活動II)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)
橋本 望, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 北海道支部講演会講演概要集, 2000, 0, 202, 203, 2000年
To overcome defects of conventional hybrid rockets such as low combustion efficiency and the O/F shift during the combustion, the authors have proposed a new form of hybrid rocket fuel. The fuel is a fibrous bed in which oxidizer gas flows. Stable diffusion flame appears at the exit surface. Previous researches show that sudden increase of the fuel regression rate occurs with the increase of ambient pressure. This sudden increase is attributed to the flame spreading between fuel fibers. To clarify the limit of fuel gap space the diffusion flame can spread into, experimental study was made. Critical gap space, which means the minimum gap space the diffusion flame can spread into, was obtained experimentally as a function of oxygen gas flow velocity and ambient pressure. Using this result, necessary conditions to realize a stable combustion with this new fuel form are shown., 一般社団法人 日本機械学会, 日本語

Totani, T., Itami, M., Nagata, H., Kudo, I., Iwasaki, A. and Hosokawa, S.:"Performance of Droplet Generator and Droplet Collector in Liquid Droplet Radiator Under Microgravity", Drop Tower Days 2000 in Bremen, Extended Abstracts:28-30(2000)　　　　　　　　　　　　　　　
2000年

微小重力下における液滴ラジエータ要素の性能試験
伊丹 雅洋, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 岩崎 晃, 細川 俊介, JASMA : Journal of the Japan Society of Microgravity Application, 16, 0, 114, 115, 1999年10月01日
英語

「微小重力下における液滴ラジエータ要素の性能確認」　　　　　　　　　　　　　　　
『日本マイクログラビティ応用学会誌』, 16 Supplement, 114, 115, 1999年

KURODA, A., TOTANI, T., and KUDO, K.:"Three-dimensional Numerical Analysis on Transient Marangoni Convection in a Liquid Droplet Using Spherical Harmonic Spectral Method", Proceedings of the 5th ASME/JSME Joint Thermal Engineering Conference, 【1/1(CD-R・・・　　　　　　　　　　　　　　　
1999年
KURODA, A., TOTANI, T., and KUDO, K.:"Three-dimensional Numerical Analysis on Transient Marangoni Convection in a Liquid Droplet Using Spherical Harmonic Spectral Method", Proceedings of the 5th ASME/JSME Joint Thermal Engineering Conference, 【1/1(CD-ROM) AJTE99-6372】(1999)

微小重力における液滴ラジエータの評価
伊丹 雅洋, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 岩崎 晃, 細川 俊介, JASMA : Journal of the Japan Society of Microgravity Application, 15, 0, 38, 39, 1998年10月01日
英語

次世代自動車の熱マネジメント　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷 剛, 固相ー固相の相変化で蓄熱する蓄熱材
株式会社技術情報センター, 2020年12月25日, 9784861048197, 326-332, 日本語, 学術書, ［分担執筆］

応用数理ハンドブック　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷 剛, 衛星の熱解析
朝倉書店, 2013年11月, 9784254111415, 日本語, 事典・辞書, ［分担執筆］

Small Satellite Missions for Earth Observation　　　　　　　　　　　　　　　
Yoshihide Aoyanagi, Shin Satori, Tsuyoshi Totani, Toshihiko Yasunaka, Akihiro Nakamura, Yusuke Takeuchi, Development of Spaceborne Small Hyperspectral sensor HSC-III for Micro Satellite
Springer Berlin Heidelberg, 2010年, 9783642035005, 英語, 学術書, ［分担執筆］

推力5000N級CAMUI型ハイブリッドロケットの開発と打上げ実証　　　　　　　　　　　　　　　
永田晴紀, 脇田督司, 戸谷剛, 植松努, 安本裕紀, 三橋龍一
第56回宇宙科学技術連合講演会, 2012年11月22日, 日本航空宇宙学会, 日本語, 口頭発表（一般）
別府市, ［国内会議］

短期開発を実現する少節点解析と多節点解析を併用した超小型衛星の熱設計法　　　　　　　　　　　　　　　
小川洋人, 井上遼太, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀
第56回宇宙科学技術連合講演会, 2012年11月21日, 日本航空宇宙学会, 日本語, 口頭発表（一般）
別府市, ［国内会議］

構造転移により蓄熱する超小型衛星用蓄熱材の開発　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷剛, 佐藤敏文, 脇田督司, 永田晴紀
第56回宇宙科学技術連合講演会, 2012年11月20日, 日本航空宇宙学会, 日本語, 口頭発表（一般）
別府市, ［国内会議］

表面微細周期構造を用いた波長選択性ラジエータ　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀
熱工学コンファレンス 2012, 2012年11月18日, 日本機械学会 熱工学部門, 日本語, 口頭発表（一般）
熊本市, ［国内会議］

Optical Properties of Wavelength-selective Radiator with Periodic Microcavities　　　　　　　　　　　　　　　
Tsuyoshi Totani, Naoyuki Ishikawa, Minoru Iwata, Masashi Wakita, Harunori Nagata
The 3rd International Forum on Heat Transfer, 2012年11月13日, 日本伝熱学会, 英語, ポスター発表
長崎市, ［国際会議］

Thermal Analyses and Guideline for Thermal Design of Nano and Micro Satellites on Sun-synchronous Orbits　　　　　　　　　　　　　　　
Ryota Inoue, Tsuyoshi Totani, Hiroto Ogawa, Masashi Wakita, Harunori Nagata
UN/Japan Nano-Satellite Symposium, 2012年10月10日, 国際連合、東京大学, 英語, ポスター発表
名古屋市, ［国際会議］

結晶転移する蓄熱材の蓄熱性能　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷剛, 佐藤敏文, 脇田督司, 永田晴紀
第33回日本熱物性シンポジウム, 2012年10月05日, 日本熱物性学会, 日本語, 口頭発表（一般）
大阪市, ［国内会議］

表面微細周期構造を用いた波長選択性ラジエータの性能　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀
第33回日本熱物性シンポジウム, 2012年10月04日, 日本熱物性学会, 日本語, 口頭発表（一般）
大阪市, ［国内会議］

太陽同期軌道を周回する超小型衛星の熱解析と熱設計に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
井上遼太, 小川洋人, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀
日本機械学会2012年度年次大会, 2012年09月10日, 日本機械学会, 日本語, 口頭発表（一般）
金沢市, ［国内会議］

大口径パルスデトネーションエンジン用イニシエータにおける円筒デトネーション波の伝播に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
桧物恒太郎, 棧敷和弥, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀
第44回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2012, 2012年07月05日, 日本航空宇宙学会，宇宙航空研究開発機構, 日本語, 口頭発表（一般）
富山市, ［国内会議］

金属膜を付与した表面微細周期構造の垂直放射率特性　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷剛, 石川直幸, 脇田督司, 永田晴紀
第49回日本伝熱シンポジウム, 2012年05月30日, 日本伝熱学会, 日本語, 口頭発表（一般）
富山市, ［国内会議］

1節点解析と2節点解析を用いた太陽同期軌道を周回する超小型衛星の熱設計手法　　　　　　　　　　　　　　　
井上遼太, 小川洋人, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀
日本航空宇宙学会北部支部2012年講演会, 2012年03月15日, 日本航空宇宙学会北部支部, 日本語, 口頭発表（一般）
室蘭市, ［国内会議］

太陽同期軌道を周回する超小型衛星の熱解析　　　　　　　　　　　　　　　
井上遼太, 小川洋人, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀
日本機械学会北海道学生会第41回学生員卒業研究発表講演会, 2012年03月03日, 日本機械学会北海道学生会, 日本語, 口頭発表（一般）
札幌市, ［国内会議］

大口径平板燃焼器を伝播する円筒デトネーション波に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
棧敷和弥, 寺坂昭宏, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀
第43回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2011, 2011年07月07日, 日本航空宇宙学会，宇宙航空研究開発機構，日本流体力学会, 日本語, 口頭発表（一般）
東京都, ［国内会議］

微小重力における液滴ラジエータの評価　　　　　　　　　　　　　　　
伊丹 雅洋, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 岩崎 晃, 細川 俊介

微小重力下における液滴ラジエータ要素の性能試験　　　　　　　　　　　　　　　
伊丹 雅洋, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 岩崎 晃, 細川 俊介

506 Virtual Space Research Laboratoryの構築と設計支援への適用(北海道における宇宙活動I)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)　　　　　　　　　　　　　　　
吉川 茂雄, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲

510 衝突噴流式ハイブリッドロケットの点火特性および燃焼安定性(北海道における宇宙活動II)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)　　　　　　　　　　　　　　　
渡辺 三樹生, 中山 久広, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 大和田 陽一

511 端面燃焼式ハイブリッドロケットの燃焼安定性に関する研究(北海道における宇宙活動II)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)　　　　　　　　　　　　　　　
橋本 望, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

514 超音速流用水素濃度プローブの応答速度(北海道における宇宙活動III)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)　　　　　　　　　　　　　　　
笹木 正裕, 中村 大輔, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

516 液滴ラジエータ要素の微小重力実験(北海道における宇宙活動III)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)　　　　　　　　　　　　　　　
薮田 茂, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 伊丹 雅洋, 岩崎 晃, 細川 俊介

517 微小重力場における模擬石炭粒子群の点火に関する研究(北海道における宇宙活動III)(オーガナイズドセッション(d)北海道における宇宙活動)　　　　　　　　　　　　　　　
丹羽 由樹子, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

液滴ラジエータ要素 (液滴回収器,ギアポンプ)の微小重力下での性能　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷 剛, 藪田 茂, 永田 晴紀, 工藤 勲, 岩崎 晃, 細川 俊介

707 微小重力環境下における液滴ラジエータの作動流体循環試験(OS7-2 マイクログラビティー)(OS7 北海道における航空宇宙工学研究の進展と未来)　　　　　　　　　　　　　　　
薮田 茂, 宮本 拓哉, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 岩崎 晃, 細川 俊介

709 衝撃波後方の非定常場における水素 : 空気混合気の白金触媒燃焼発熱量の測定(OS7-3 計測・地上実験設備)(OS7 北海道における航空宇宙工学研究の進展と未来)　　　　　　　　　　　　　　　
中村 大輔, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

720 衝突噴流式ハイブリッドロケットのフライトモデル設計のための地上燃焼試験(OS7-6 航空宇宙推進(流体,燃焼))(OS7 北海道における航空宇宙工学研究の進展と未来)　　　　　　　　　　　　　　　
中山 久広, 渡辺 三樹生, 永田 晴紀, 工藤 勲, 戸谷 剛

液滴ラジエータの作動流体循環に関する微小重力実験　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷 剛, 薮田 茂, 宮本 拓哉, 永田 晴紀, 工藤 勲

3333 噴流衝突型高推力ハイブリッドロケットの開発および打上げ実験　　　　　　　　　　　　　　　
永田 晴紀, 中山 久広, 渡辺 三樹生, 佐鳥 新, 高田 毅, 芝 邦明, 豊田 国昭, 中須賀 真一, 宮村 典秀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 伊藤 献一, 大和田 陽一

1502 微小重力場を利用した高温雰囲気における固体燃料粒子群の点火に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
永田 晴紀, 藤井 篤之, 伊藤 献一, 戸谷 剛, 工藤 勲

306 反射板によるデトネーション波の伝播促進 : 反射板距離の影響　　　　　　　　　　　　　　　
脇田 督司, 沼倉 龍介, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

307 端面燃焼式ハイブリッドロケット用多孔質固体燃料の後退特性　　　　　　　　　　　　　　　
渡辺 賢, 橋本 望, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

308 加圧燃焼器内でのペレット状固体燃料のガス化に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
藤井 篤之, 栗田 慎一郎, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

401 TOPAZ を用いた木星探査衛星の概念設計　　　　　　　　　　　　　　　
加藤 健太郎, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

短時間微小重力実験による液滴ラジエータ要素の機能試験　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲

3316 再使用型 CAMUI ハイブリッドロケットの打上げ・回収試験　　　　　　　　　　　　　　　
渡辺 三樹生, 三浦 崇志, 伊藤 光紀, 村木 祐介, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 芝 邦明, 下岡 彩子, 久保田 勲

415 高層成層圏観測に用いる完全再使用型 CAMUI ハイブリッドロケットの基本設計　　　　　　　　　　　　　　　
三浦 崇志, 渡辺 三樹生, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

416 マイクロローバーを搭載した火星探査機の概念設計　　　　　　　　　　　　　　　
増田 紀昭, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲

419 反射板まわりにおけるデトネーション波の再点火機構　　　　　　　　　　　　　　　
沼倉 龍介, 脇田 督司, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

微小重力下における液滴流の収束および衝突挙動　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷 剛, 児玉 拓也, 渡辺 健介, 永田 晴紀, 工藤 勲

CAMUIハイブリッドロケットによる小型ロケット実験市場の創出　　　　　　　　　　　　　　　
永田 晴紀, 渡辺 三樹生, 伊藤 光範, 前田 剛典, 戸谷 剛, 工藤 勲

3329 太陽熱推進用スラスタの伝熱解析と性能特性(S86-2 小型宇宙システム(2),S86 小型宇宙システム)　　　　　　　　　　　　　　　
高野 千尋, 村木 祐介, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲

3332 CAMUI方式を用いた推力70kgf級ロケットモーターの燃料設計(S86-2 小型宇宙システム(2),S86 小型宇宙システム)　　　　　　　　　　　　　　　
伊藤 光紀, 前田 剛典, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 植松 務

3422 液滴ラジエータにおける作動流体の循環特性(S89-2 微小重力・宇宙環境利用(2),S89 微小重力・宇宙環境利用)　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷 剛, 児玉 拓也, 渡辺 健介, 南部 航太, 永田 晴紀, 工藤 勲

216 反射板を用いたPDEイニシエータにおいて入射衝撃波強度が動作特性に及ぼす影響(航空宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
伊藤 雄介, 脇田 督司, 沼倉 龍介, 菅田 成俊, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

217 二段燃焼式ハイブリッドロケットの熱設計(航空宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
譜久山 尚, 坂本 将司, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲

218 液滴ラジエータの循環流量変化時における作動流体循環の過渡特性(航空宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
渡辺 健介, 南部 航太, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲

219 マウスを用いた回収型動物実験衛星の概念設計検討(航空宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
飯田 恭平, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 工藤 勲, 矢野 昭起

1024 CAMUI方式を用いた推力400kgf級サウンディングロケットの研究開発(S87 小型宇宙システム,S87 小型宇宙システム)　　　　　　　　　　　　　　　
前田 剛典, 伊藤 光紀, 柿倉 彰仁, 難波江 亮, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 工藤 勲, 植松 努

119 マルチセルインフレータブル構造の剛性に関する研究(宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
加藤 隆造, 戸谷 剛, 石村 康生, 永田 晴紀

116 液滴ラジエータにおける液滴流回収時の飛散と捕集に関する研究(宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
南部 航太, 川上 哲史, 由利 泰史, 戸谷 剛, 永田 晴紀

117 HIT-SATフライトモデルの構造設計と機械環境試験(宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
榊原 隆浩, 戸谷 剛, 安中 俊彦, 佐鳥 新, 永田 晴紀

118 二段燃焼式ハイブリッドロケットのEMの設計(宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
坂本 将司, 片野 光, 戸谷 剛, 永田 晴紀

120 デトネーション波の伝播促進に及ぼすドライバーガス供給量の影響(宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
菅田 成俊, 脇田 督司, 沼倉 龍介, 永田 晴紀, 戸谷 剛

B-2-51 超小型人工衛星HIT-SATの衛星通信システム(B-2.宇宙・航行エレクトロニクス,一般講演)　　　　　　　　　　　　　　　
三橋 龍一, 佐藤 立博, 武岡 和彦, 西舘 純, 竹浪 恭平, 戸谷 剛, 石村 康生, 加瀬 誠志, 佐鳥 新

HIT‐SATの姿勢制御結果と北海道衛星への展開　　　　　　　　　　　　　　　
松島幸太, 石村康生, 戸谷剛, 榊原隆浩, 佐鳥新, 三橋龍一, 青柳賢英, 田中喜規, 佐藤立博, 中村明広, 安中俊彦, 堀耕太郎, 廣田尚久

超小型衛星「HIT‐SAT」の電源系の解析　　　　　　　　　　　　　　　
西舘純, 佐藤立博, 青柳賢英, 大野努, 竹浪恭平, 佐鳥新, 三橋龍一, 廣田尚久, 石村康生, 松島幸太, 戸谷剛, 榊原隆浩, 堀耕太郎, 江良聡, 中村明広, 植松努, 安中俊彦

HIT‐SATの軌道上温度データと熱解析モデルの再検討　　　　　　　　　　　　　　　
榊原隆浩, 戸谷剛, 安部良, 安中俊彦, 石村康生, 松島幸太, 佐鳥新, 三橋龍一, 佐藤立博, 西舘純, 青柳賢英, 大野努, 田中喜規, 中村明広, 堀耕太郎

4131 超音波パルス反射法を用いたハイブリッドロケット燃料後退履歴の取得に関する研究(S74-3 小型宇宙システム(3),S74 小型宇宙システム)　　　　　　　　　　　　　　　
金子 雄大, 伊藤 光紀, 柿倉 彰仁, 森 一大, 植嶋 健太, 戸谷 剛, 永田 晴紀

4130 CAMUI方式ハイブリッドロケットの燃料後退特性に及ぼすスケール効果(S74-3 小型宇宙システム(3),S74 小型宇宙システム)　　　　　　　　　　　　　　　
伊藤 光紀, 前田 剛典, 柿倉 彰仁, 金子 雄大, 森 一大, 植松 努, 戸谷 剛, 永田 晴紀

4123 HIT-SATの姿勢制御結果と北海道衛星への展開(S74-2 小型宇宙システム(2),S74 小型宇宙システム)　　　　　　　　　　　　　　　
松島 幸太, 石村 康生, 戸谷 剛, 榊原 隆浩, 佐鳥 新, 三橋 龍一, 青柳 賢英, 田中 喜規, 佐藤 立博, 中村 明広, 安中 俊彦, 堀 耕太郎, 廣田 尚久

4122 HIT-SATの軌道上温度データと熱解析モデルの再検討(S74-2 小型宇宙システム(2),S74 小型宇宙システム)　　　　　　　　　　　　　　　
榊原 隆浩, 戸谷 剛, 安部 良, 安中 俊彦, 石村 康生, 松島 幸太, 佐鳥 新, 三橋 龍一, 佐藤 立博, 西舘 純, 青柳 賢英, 大野 努, 田中 喜規, 中村 明広, 堀 耕太郎

4101 超小型衛星「HIT-SAT」の電源系の解析(G19 宇宙工学に関する基盤研究,G19 宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
西舘 純, 佐藤 立博, 青柳 賢英, 大野 努, 竹浪 恭平, 佐鳥 新, 三橋 龍一, 廣田 尚久, 石村 康生, 松島 幸太, 戸谷 剛, 榊原 隆浩, 堀 耕太郎, 江良 聡, 中村 明広, 植松 努, 安中 俊彦

CAMUI方式を用いたハイブリッドロケット燃料の燃焼速度に及ぼすスケールの効果　　　　　　　　　　　　　　　
森一大, 伊藤光紀, 柿倉彰仁, 金子雄大, 植嶋健太, 室井典和, 戸谷剛, 植松努, 永田晴紀

CAMUIハイブリッドロケット燃料グレインの形状履歴の予測　　　　　　　　　　　　　　　
柿倉彰仁, 伊藤光紀, 金子雄大, 森一大, 植嶋健太, 室井典和, 植松努, 戸谷剛, 永田晴紀

傾斜壁面に衝突する液滴流の飛散と捕集を分ける閾値に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
川上哲史, 由利泰史, 戸谷剛, 永田晴紀

液滴ラジエータの作動流体循環流量の自動制御に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
由利泰史, 川上哲史, 戸谷剛, 永田晴紀

水を推進剤とした太陽熱推進軌道変換機によるペイロード輸送ミッションの設計　　　　　　　　　　　　　　　
岩城裕樹, 戸谷剛, 永田晴紀

503 液滴ラジエータの作動流体循環流量の自動制御に関する研究(宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
由利 泰史, 川上 哲史, 戸谷 剛, 永田 晴紀

504 水を推進剤とした太陽熱推進軌道変換機によるペイロード輸送ミッションの設計(宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
岩城 裕樹, 戸谷 剛, 永田 晴紀

505 傾斜壁面に衝突する液滴流の飛散と捕集を分ける閾値に関する研究(宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
川上 哲史, 由利 泰史, 戸谷 剛, 永田 晴紀

506 二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における粒状燃料のガス化履歴(宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
片野 光, 羽柴 健太, 戸谷 剛, 永田 晴紀

507 CAMUI方式を用いたハイブリッドロケット燃料の燃焼速度に及ぼすスケールの効果(宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
森 一大, 伊藤 光紀, 柿倉 彰仁, 金子 雄大, 植嶋 健太, 室井 典和, 戸谷 剛, 植松 努, 永田 晴紀

502 CAMUIハイブリッドロケット燃料グレインの形状履歴の予測(宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
柿倉 彰仁, 伊藤 光紀, 金子 雄大, 森 一大, 植嶋 健太, 室井 典和, 植松 努, 戸谷 剛, 永田 晴紀

250kgf級CAMUI型ハイブリッドロケットへの超小型モデル衛星搭載実験　　　　　　　　　　　　　　　
三橋龍一, 佐藤立博, 竹浪恭平, 安部潤一郎, 吉尾直人, 戸谷剛, 永田晴紀

推力250kgf級CAMUI型ハイブリッドロケットの燃焼特性　　　　　　　　　　　　　　　
永田晴紀, 植松努, 伊藤光紀, 柿倉彰人, 金子雄大, 森一大, 戸谷剛

CAMUI方式によるハイブリッドロケット燃料後退速度向上の定量的評価　　　　　　　　　　　　　　　
森一大, 伊藤光紀, 柿倉彰仁, 金子雄大, 植嶋健太, 室井典和, 植松努, 戸谷剛, 永田晴紀

小型衛星用太陽熱スラスタの熱設計　　　　　　　　　　　　　　　
岩城裕樹, 長沼哲史, 戸谷剛, 永田晴紀

CAMUIハイブリッドロケットの起動特性シミュレーション　　　　　　　　　　　　　　　
植嶋健太, 伊藤光紀, 前田剛典, 柿倉彰仁, 金子雄大, 森一大, 室井典和, 植松努, 戸谷剛, 永田晴紀

宇宙用小型ハイパースペクトルセンサの試作評価　　　　　　　　　　　　　　　
青柳賢英, 西里真哉, 佐鳥新, 戸谷剛, 原潤海, 安中俊彦, 中村明広

液滴ラジエータにおける液滴流の飛散と捕集を分ける閾値　　　　　　　　　　　　　　　
川上哲史, 由利泰史, 仁木雄大, 戸谷剛, 永田晴紀

CAMUIハイブリッドロケットの性能履歴予測に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
柿倉彰仁, 伊藤光紀, 金子雄大, 森一大, 植嶋健太, 飯嶋直純, 室井典和, 植松努, 戸谷剛, 永田晴紀

二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における粒状燃料のガス化履歴　　　　　　　　　　　　　　　
片野光, 羽柴健太, 堺裕哉, 戸谷剛, 永田晴紀

ボルト締結体における接触熱コンダクタンスの温度依存性　　　　　　　　　　　　　　　
榊原隆浩, 伊井晴明, 戸谷剛, 永田晴紀

高Ohnesorge数領域における液滴流の捕集と飛散を分ける閾値　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷剛, 南部航太, 川上哲人, 由利泰史, 永田晴紀

90・250kgf級CAMUI型ハイブリッドロケットへの超小型モデル衛星搭載実験　　　　　　　　　　　　　　　
三橋龍一, 佐藤立博, 竹浪恭平, 安部潤一郎, 吉尾直人, 戸谷剛, 永田晴紀

B-2-24 90・250kgf級CAMUI型ハイブリッドロケットへの超小型モデル衛星搭載実験(B-2. 宇宙・航行エレクトロニクス,一般セッション)　　　　　　　　　　　　　　　
三橋 龍一, 佐藤 立博, 竹浪 恭平, 安部 潤一郎, 吉尾 直人, 戸谷 剛, 永田 晴紀

反射板を用いたPDEイニシエーターにおけるドライバーガス削減に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
浅田隆利, 脇田督司, 沼倉龍介, 戸谷剛, 永田晴紀

CAMUIハイブリッドロケットの性能履歴予測モデルを用いた燃料グレイン設計　　　　　　　　　　　　　　　
植嶋健太, 伊藤光紀, 柿倉彰仁, 金子雄大, 森一大, 飯島直純, 室井典和, 植松努, 戸谷剛, 永田晴紀

超音波パルス反射法を用いたハイブリッドロケット燃料の後退履歴の取得　　　　　　　　　　　　　　　
金子雄大, 伊藤光紀, 植嶋健太, 戸谷剛, 永田晴紀

ラバールノズルの伸長および加熱による推力・比推力の向上　　　　　　　　　　　　　　　
岩城裕樹, 長沼哲史, 戸谷剛, 永田晴紀

4037 ラバールノズルの伸長および加熱による推力・比推力の向上(S60-1 小型宇宙システム(1),21世紀地球環境革命の機械工学:人・マイクロナノ・エネルギー・環境)　　　　　　　　　　　　　　　
岩城 裕樹, 長沼 哲史, 戸谷 剛, 永田 晴紀

4040 CAMUIハイブリッドロケットの性能履歴予測モデルを用いた燃料グレイン設計(S60-2 小型宇宙システム(2),21世紀地球環境革命の機械工学:人・マイクロナノ・エネルギー・環境)　　　　　　　　　　　　　　　
植嶋 健太, 伊藤 光紀, 柿倉 彰仁, 金子 雄大, 森 一大, 飯島 直純, 室井 典和, 植松 努, 戸谷 剛, 永田 晴紀

4041 超音波パルス反射法を用いたハイブリッドロケット燃料の後退履歴の取得(S60-2 小型宇宙システム(2),21世紀地球環境革命の機械工学:人・マイクロナノ・エネルギー・環境)　　　　　　　　　　　　　　　
金子 雄大, 伊藤 光紀, 植嶋 健太, 戸谷 剛, 永田 晴紀

二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における燃料後退速度の粒径依存性　　　　　　　　　　　　　　　
羽柴健太, 堺裕哉, 戸谷剛, 永田晴紀

反射板を用いたPDEイニシエーターにおける反射板径の最適化に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
浅田隆利, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

605 二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における燃料後退速度の粒径依存性(宇宙工学・環境)　　　　　　　　　　　　　　　
羽柴 健太, 堺 裕哉, 戸谷 剛, 永田 晴紀

606 反射板を用いたPDEイニシエーターにおける反射板径の最適化に関する研究(宇宙工学・環境)　　　　　　　　　　　　　　　
浅田 隆利, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀

超小型人工衛星HIT‐SATの運用結果　　　　　　　　　　　　　　　
三橋龍一, 佐藤立博, 竹浪恭平, 安部潤一郎, 中尾明弘, 羽鳥翼, 戸谷剛, 佐鳥新

CAMUI型ハイブリッドロケット固体燃料の燃焼速度に及ぼすスケールの影響　　　　　　　　　　　　　　　
永田晴紀, 伊藤光紀, 金子雄大, 柿倉彰人, 森一大, 植松努, 戸谷剛

二段燃焼式ハイブリッドロケット一次燃焼室における燃料定常分布に初期粒径が及ぼす影響　　　　　　　　　　　　　　　
羽柴健太, 堺裕哉, 戸谷剛, 永田晴紀

管内を燃え広がる火炎の伝播機構の解明　　　　　　　　　　　　　　　
松岡常吉, 戸谷剛, 永田晴紀

PDE燃焼器内の円環流路部を通過するデトネーション波の伝播挙動　　　　　　　　　　　　　　　
脇田督司, 田村正佳, 戸谷剛, 永田晴紀

自己加圧供給を利用した液体酸素供給開始方式の検討　　　　　　　　　　　　　　　
和久宏之, 金子雄大, 飯島直純, 萩原俊輔, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

液滴ラジエータにおける自動制御による作動流体の循環　　　　　　　　　　　　　　　
仁木雄大, 竹腰卓博, 戸谷剛, 永田晴紀, 脇田督司

ラバールノズルにおける推進剤への対流熱伝達による推力・比推力の向上　　　　　　　　　　　　　　　
岩城裕樹, 長沼哲史, 佐藤峻哉, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀

環状流路を有するPDEイニシエーター内のデトネーション波の挙動　　　　　　　　　　　　　　　
田村正佳, 脇田督司, 浅田隆利, 戸谷剛, 永田晴紀

ポリエチレン燃料の酸化剤衝突領域での燃焼における流速の効果　　　　　　　　　　　　　　　
金子雄大, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

超小型宇宙機UNITEC‐1の基本熱設計　　　　　　　　　　　　　　　
伊井晴明, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀

CAMUI型ハイブリッドロケット用固体燃料の後退履歴特性　　　　　　　　　　　　　　　
永田晴紀, 柿倉彰人, 伊藤光紀, 金子雄大, 森一大, 植嶋健太, 植松努, 戸谷剛

UNITEC‐1の初期熱設計　　　　　　　　　　　　　　　
伊井晴明, 田島康晴, 戸谷剛, 永田晴紀, 脇田督司

超小型人工衛星HIT‐SATの実験結果　　　　　　　　　　　　　　　
三橋龍一, 佐藤立博, 竹浪恭平, 中尾明弘, 羽鳥翼, 戸谷剛, 加瀬誠志, 佐鳥新

B-2-60 超小型人工衛星HIT-SATの実験結果(B-2.宇宙・航行エレクトロニクス,一般セッション)　　　　　　　　　　　　　　　
三橋 龍一, 佐藤 立博, 竹浪 恭平, 中尾 明弘, 羽鳥 翼, 戸谷 剛, 加瀬 誠志, 佐鳥 新

反射板を有する円管状燃焼器におけるデトネーション遷移過程の研究　　　　　　　　　　　　　　　
浅田隆利, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 坪井伸幸, 林光一

円錐形状反射板を用いたPDEイニシエータによるドライバーガス削減　　　　　　　　　　　　　　　
脇田督司, 浅田隆利, 戸谷剛, 永田晴紀

ラバールノズルでの対流熱伝達を利用した推力・比推力の向上　　　　　　　　　　　　　　　
岩城裕樹, 長沼哲史, 佐藤峻哉, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀

S1904-2-2 ラバールノズルでの対流熱伝達を利用した推力・比推力の向上(大気突入・減速技術(2))　　　　　　　　　　　　　　　
岩城 裕樹, 長沼 哲史, 佐藤 峻哉, 戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀

拡大する流路内を伝播する円環デトネーション波の挙動　　　　　　　　　　　　　　　
田村正佳, 脇田督司, 永田晴紀, 戸谷剛

ライデンフロスト温度以下に冷却された固体燃料の燃焼特性　　　　　　　　　　　　　　　
飯島直純, 金子雄大, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

熱硬化性樹脂単一粒子の高温ガス流れ場における気化特性　　　　　　　　　　　　　　　
堺裕哉, 榎本剛矩, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

CAMUI式ハイブリッドロケットの小型化および繰り返し運用　　　　　　　　　　　　　　　
佐藤峻哉, 竹腰卓博, 田村正佳, 萩原俊輔, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

小型ハイブリッドロケットにおける能動的ロール制御システムの構築　　　　　　　　　　　　　　　
田村正佳, 佐藤俊哉, 竹腰卓博, 萩原俊輔, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

619 CAMUI式ハイブリッドロケットの小型化および繰り返し運用(移動・輸送のメカトロニクス)　　　　　　　　　　　　　　　
佐藤 峻哉, 竹腰 卓博, 田村 正佳, 萩原 俊輔, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀

620 小型ハイブリッドロケットにおける能動的ロール制御システムの構築(移動・輸送のメカトロニクス)　　　　　　　　　　　　　　　
田村 正佳, 佐藤 俊哉, 竹腰 卓博, 萩原 俊輔, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀

CAMUI型ハイブリッドロケット燃料の後退速度に及ぼす圧力の影響　　　　　　　　　　　　　　　
永田晴紀, 金子雄大, 萩原俊輔, 伊藤光紀, 脇田督司, 戸谷剛, 植松努

紫外線硬化樹脂に形成された表面微細周期構造の透過率特性　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷剛, 石川直幸, 脇田督司, 永田晴紀

超小型宇宙探査機「しんえん(UNITEC‐1)」の熱設計と通信途絶原因の一考察　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀

流路幅と流路傾斜角が円環デトネーション波の伝播に与える影響　　　　　　　　　　　　　　　
寺坂昭宏, 田村正佳, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

液滴ラジエータの作動流体循環における自動制御可能範囲の拡大　　　　　　　　　　　　　　　
竹腰卓博, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀

第47回日本伝熱シンポジウムの報告　　　　　　　　　　　　　　　
近久 武美, 大曽根 靖夫, 黒田 明慈, 桑原 不二朗, 坂下 弘人, 戸谷 剛, 中村 祐二, 山田 雅彦, 田部 豊

小型CAMUI式ハイブリッドロケットの開発と運用　　　　　　　　　　　　　　　
竹腰卓博, 佐藤峻哉, 田村正佳, 萩原俊輔, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀, 植松努

超小型宇宙機UNITEC‐1の熱設計と軌道上温度　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀

ラバールノズルの超音速域における伝熱が推力および比推力に与える影響　　　　　　　　　　　　　　　
岩城裕樹, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀

CAMUI型固体燃料の燃料後退予測式取得方法に関する検討　　　　　　　　　　　　　　　
萩原俊輔, 金子雄大, 野原正寛, 永田晴紀, 戸谷剛, 脇田督司, 松岡常吉, 植嶋健太, 植松努

S1901-1-1 超小型宇宙機UNITEC-1の熱設計と軌道上温度(小型宇宙システム(1),社会変革を技術で廻す機械工学)　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀, UNITEC, 開発チーム

S1901-1-2 小型CAMUI式ハイブリッドロケットの開発と運用(小型宇宙システム(1),社会変革を技術で廻す機械工学)　　　　　　　　　　　　　　　
竹腰 卓博, 佐藤 峻哉, 田村 正佳, 萩原 俊輔, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 植松 努

S1901-1-5 CAMUI型固体燃料の燃料後退予測式取得方法に関する検討(小型宇宙システム(1),社会変革を技術で廻す機械工学)　　　　　　　　　　　　　　　
萩原 俊輔, 金子 雄大, 野原 正寛, 永田 晴紀, 戸谷 剛, 脇田 督司, 松岡 常吉, 植嶋 健太, 植松 努

G1900-1-3 ラバールノズルの超音速域における伝熱が推力および比推力に与える影響(宇宙工学部門一般講演,社会変革を技術で廻す機械工学)　　　　　　　　　　　　　　　
岩城 裕樹, 戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀

拡大する環状流路を伝播する円環デトネーション波に流路幅が与える影響　　　　　　　　　　　　　　　
寺坂昭宏, 田村正佳, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

樹脂製表面微細周期構造の分光特性　　　　　　　　　　　　　　　
石川直幸, 戸谷剛, 永田晴紀, 脇田督司

遺伝的アルゴリズムを用いたCAMUI型燃料グレインの最適設計　　　　　　　　　　　　　　　
野原正寛, 金子雄大, 萩原俊輔, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

512 樹脂製表面微細周期構造の分光特性(環境工学)　　　　　　　　　　　　　　　
石川 直幸, 戸谷 剛, 永田 晴紀, 脇田 督司

612 遺伝的アルゴリズムを用いたCAMUI型燃料グレインの最適設計(ロボティクス・メカトロニクス/宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
野原 正寛, 金子 雄大, 萩原 俊輔, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀

613 拡大する環状流路を伝播する円環デトネーション波に流路幅が与える影響(ロボティクス・メカトロニクス/宇宙工学)　　　　　　　　　　　　　　　
寺坂 昭宏, 田村 正佳, 脇田 督司, 戸谷 剛, 永田 晴紀

紫外線硬化樹脂に金属膜を設けた表面微細周期構造の光学特性　　　　　　　　　　　　　　　
石川 直幸, 戸谷 剛, 脇田 督司, 永田 晴紀

流路幅とセルサイズが円環デトネーション波から平面デトネーション波への遷移過程に与える影響　　　　　　　　　　　　　　　
田村正佳, 寺坂昭宏, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

亜酸化窒素の触媒分解反応を用いたハイブリッドロケット用点火器の開発　　　　　　　　　　　　　　　
榎本剛矩, 永田晴紀, 戸谷剛, 脇田督司, 徳留真一郎

超小型衛星搭載のための可視・近赤外帯ハイパースペクトルカメラHSCの開発　　　　　　　　　　　　　　　
佐鳥新, 青柳賢英, 戸谷剛, 中村明弘, 安中俊彦, 石川智浩, 武山芸英, 上山善弘

金属膜を持つ表面微細周期構造の分光特性　　　　　　　　　　　　　　　
石川直幸, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀

ほどよし1号機の開発状況　　　　　　　　　　　　　　　
宮下直己, 中村友哉, 中須賀真一, 岩崎晃, 戸谷剛, 佐原宏典, 江野口章人, 武山芸英, 早川義彰, 山口耕司

超小型衛星の熱設計と熱制御材　　　　　　　　　　　　　　　
戸谷剛, 小川洋人, 井上遼太, 脇田督司, 永田晴紀

太陽同期軌道を周回する超小型衛星の熱設計　　　　　　　　　　　　　　　
井上遼太, 小川洋人, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀

小型ハイパースペクトルセンサHSCに搭載するデータ処理装置の開発　　　　　　　　　　　　　　　
上山善弘, 佐鳥新, 青柳賢英, 戸谷剛, 石川智浩, 中村明広

超小型衛星搭載用ハイパースペクトルセンサHSCの開発　　　　　　　　　　　　　　　
青柳賢英, 上山善弘, 佐鳥新, 戸谷剛, 山口耕司, 武山芸英, 中村明広

H3 超小型衛星搭載のための可視・近赤外帯ハイパースペクトルカメラHSCの開発(超小型衛星(2))　　　　　　　　　　　　　　　
佐鳥 新, 青柳 賢英, 戸谷 剛, 中村 明弘, 安中 俊彦, 石川 智浩, 武山 芸英, 上山 善弘

CAMUI型固体燃料後退速度式の導出方法に関する検討　　　　　　　　　　　　　　　
野原正寛, 出雲弘一, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

太陽同期軌道を周回する超小型衛星の熱設計に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
小川洋人, 井上遼太, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀

大口径大推力パルスデトネーションエンジン用イニシエータにおける円筒デトネーション波の伝播に関する研究　　　　　　　　　　　　　　　
寺坂昭宏, 桟敷和弥, 脇田督司, 戸谷剛, 永田晴紀

酸化剤噴流淀み点近傍におけるポリエチレン燃料の後退特性　　　　　　　　　　　　　　　
永田晴紀, 金子雄大, 脇田督司, 戸谷剛

表面微細周期構造を用いた波長選択性ラジエータ　　　　　　　　　　　　　　　
石川直幸, 戸谷剛, 脇田督司, 永田晴紀

Spacecraft Design　　　　　　　　　　　　　　　
Graduate School of Engineering, Hokkaido University

日本伝熱学会 北海道支部 伝熱セミナーでの招待講演　　　　　　　　　　　　　　　
2012年

JAXA 宇宙教育指導者セミナー での招待講演　　　　　　　　　　　　　　　
2011年

日本熱物性学会「宇宙材料の熱物性とシステムデザイン」研究会 第11回研究会での招待講演　　　　　　　　　　　　　　　
2011年

Chittagong University of Engineering and Technology, Bangladeshでの招待講演　　　　　　　　　　　　　　　
2010年

国際学会での学術講演　　　　　　　　　　　　　　　
2008年

国際学会での学術講演　　　　　　　　　　　　　　　
2007年

北海道支部講演会での招待講演　　　　　　　　　　　　　　　
2007年

電着による樹脂含浸法を適用したCFRPの積層造形法の開発と耐衝撃性・吸熱性の付与
科学研究費助成事業
2024年04月01日 - 2028年03月31日
片桐 一彰, 戸谷 剛, 奥村 俊彦, 岸本 直子, 磯野 拓也, 本田 真也
日本学術振興会, 基盤研究(B), 広島大学, 24K00763

赤外線励起による溶剤の分子内振動の緩和と溶剤乾燥に効果的な赤外線吸収波長帯の解明
科学研究費助成事業
2022年04月01日 - 2025年03月31日
戸谷 剛, 小林 一道
2023年度は、下記の2項目を行った。(2023-1)溶剤(水)の蒸発に最も効果的な分子内振動(赤外線吸収波長帯)の解明実験、(2023-2)緩和挙動を組み込んだ平均場分子運動論解析・分子動力学解析法の開発と溶剤の蒸発量を計算する計算手法の確立
(2023-1)では、計画通り、波長制御エミッタから放射されたふく射をポンプ光として、プローブ光と同じ溶剤の下方から当て、溶剤の分子内振動を励起する実験系を構築した。この実験系でも、反射スペクトルを取得する溶剤表面を、熱伝導で加熱するよりも、波長制御エミッタで加熱した方が、溶剤の表面温度は同じにも関わらず、蒸発につながる分子間振動が促進される緩和挙動が確認された。 しかし、昨年度確認された反射スペクトルの差より小さく、観測しにくかったため、今年度は、実験系を昨年度の系に戻して、実験を行うことにした。波長3.03 μmに単色放射能のピークを持つ波長制御エミッタと波長6.10 μmに単色放射能のピークを持つ波長制御エミッタを用いた加熱実験を、単色放射能のピークが同じになるようにそれぞれ行った結果、蒸発につながる分子間振動の励起には有意な差が出ないことが確認された。
(2023-2)では、昨年度に引き続き平均場分子運動論を用いて温度の異なる二液膜問題について研究を行った。その結果、過去の分子動力学解析結果と同様の傾向で蒸発界面の速度分布関数が非等方性を持つことを確認した。この結果より、本解析の平均場分子運動論への有用性を確認することができた。また、凝縮界面についても，蒸発界面とは異なる傾向で速度分布関数が非等方性を持つことがわかった。さらに、本計算を大規模分子動力学解析で行うための予備調査も行った。
日本学術振興会, 基盤研究(B), 北海道大学, 23K22678

赤外線励起による溶剤の分子内振動の緩和と溶剤乾燥に効果的な赤外線吸収波長帯の解明
科学研究費助成事業
2022年04月01日 - 2025年03月31日
戸谷 剛, 小林 一道
日本学術振興会, 基盤研究(B), 北海道大学, 22H01407

電着樹脂含浸法を用いたCFRPのラティス構造の製造法とその応用基盤技術の開発
科学研究費助成事業
2020年04月01日 - 2023年03月31日
片桐 一彰, 戸谷 剛, 陶山 剛, 奥村 俊彦, 磯野 拓也, 本田 真也
下記の研究を推進した。
（A) 電着樹脂含浸法を用いたラティス構造の製造法を開発、部材曲線化の効果の実証：これまでに、独自の炭素繊維強化樹脂（Carbon Fiber Reinfroced Plastic, 以下、CFRP)の製造方法である、電着樹脂含浸法の開発を進めてきた。今年度、この方法を適用したCFRP製ラティス構造の製作方法を確立するため、いくつかのラティス構造の試作試験を行った。電着樹脂含浸法は、ラティス構造を構成する部材が曲線状であっても容易に製作できることが大きな特長である。そのため、曲線部材を使った変形性が最大限に活用され、将来、有用と想定されるラティス構造として、航空機の主翼の骨組構造に着目し、検討した。
（B) セルロースナノファイバーによるCFRPの衝撃強度の向上とラティス構造への適用：CFRPの衝撃強度を向上させるため、まずは、添加するセルロースナノファイバーの長さや直径を変化させて、炭素繊維間に侵入させる試験を開始した。従来から言われているが、セルロースナノファイバーの長さや直径は、セルロースナノファイバーの分散評価とも関連性が大きい。そのため、現用のレーザー回折式の粒度分布分析装置を用いてセルロースナノファイバーの直径、長さを評価し、衝撃強度の評価に向けた基礎データを取得した。
（C）蓄熱性の計測手法、評価手法についての検討：蓄熱性CFRPの蓄熱量を向上させるためには、蓄熱性のみならず、熱伝導性を向上させ、蓄熱性CFRPの面内において、極力の広い範囲で蓄熱させる必要がある。そのため、表面の熱分布を精密に確認でき、かつ、断熱性を十分に確保する方法について検討を行った。
日本学術振興会, 基盤研究(B), 地方独立行政法人大阪産業技術研究所, 20H02039

赤外線連続照射による気液界面での分子内振動の緩和と溶剤乾燥に効果的な吸収帯の解明
科学研究費助成事業
2019年04月01日 - 2022年03月31日
戸谷 剛, 小林 一道
本研究では、(1)溶剤の吸収波長に赤外線を連続照射した時の緩和挙動の把握と(2)分子動力学法とボルツマン方程式解析による溶剤の蒸発挙動の把握を行った。
(1)では、水の変角振動を起こす赤外線を連続照射した場合に、水の蒸発に関与する束縛回転振動の波長域で、熱伝導で加熱した場合よりも、5%程度、蒸発が促進される可能性があることが分った。 (2)では、局所加熱による蒸発分子について、法線方向温度は局所加熱温度とほぼ等しくなり、接線方向温度は非加熱状態のバルク液体と近い温度を取る非等方性を有していること、気体中の非凝縮性気体の数が多くなるほど、分子の衝突により、等方的な分布になることが分った。
日本学術振興会, 基盤研究(B), 北海道大学, 19H02074

ハイブリッドロケットノズル浸食の高精度時系列データ取得と機構解明
科学研究費助成事業
2015年04月01日 - 2018年03月31日
永田 晴紀, 戸谷 剛, 脇田 督司
ハイブリッドロケット燃焼実験データの新しい解析手法として、ノズルスロート再現法を開発し、燃焼中の燃料－酸化剤比とノズルスロート面積の各履歴を同時に取得することに成功した。推力2 kN級モータを用いて、燃料－酸化剤比を幅広く変えて地上燃焼実験を行い、本再現法を適用した。当量比0.4から1.4の範囲内で、ノズル浸食速度と当量比の関係が得られ、過去に化学反応律速を仮定して予測された数値計算結果と一致する実験結果を示した。また、耐酸化性を念頭にノズル浸食抑制材料を選定し、地上燃焼実験により抑制効果を評価した。結果、グラファイトの表面をSiCでコーティングしたノズルが最も高い浸食抑制効果を示した。
日本学術振興会, 基盤研究(B), 北海道大学, 15H04197

高レイノルズ数域におけるＣＡＭＵＩ型ハイブリッドロケットの燃料後退機構の解明
科学研究費助成事業
2012年04月01日 - 2016年03月31日
永田 晴紀, 大島 伸行, 戸谷 剛, 脇田 督司
火薬類や液体燃料等の危険物を使用せず、安全管理が安価で小型化が容易なCAMUI型ハイブリッドロケットの実用化を目的として、レイノルズ数で50万以上、推力で10 kN級まで地上燃焼実験を実施して燃料後退特性を取得し、燃料後退速度のスケール依存性を明らかにした。合わせて数値計算を実施し、燃料後退特性がレイノルズ数（スケール）に依存する機構を明らかにした。これらの成果により、大型モータにおいて燃料グレイン形状の最適設計が可能となり、大型化開発のために必要な基盤知識を確立することが出来た。本設計手法を適用して推力15 kN級モータを開発して燃焼実験を行い、予想通りの燃焼特性が得られることを確認した。
日本学術振興会, 基盤研究(A), 北海道大学, 24246135

大型宇宙システム用排熱器「液滴ラジエータ」の排熱特性の解明
科学研究費補助金(基盤研究(B))
2012年 - 2012年
戸谷 剛
宇宙太陽発電システムなどの大型宇宙システムの廃熱問題を解決する候補の一つが液滴ラジエータである．液滴ラジエータの設計には，液滴流で形成される放熱面の実効放射率のデータが必須である．本研究では，実験とモンテカルロ法を用いた数値解析により，実効放射率を取得する手法を確立した．この手法から，液滴直径と液滴間隔を変えた3種類の単一液滴流（液滴直径：0.118, 0.106, 0.090 mm，液滴間隔：0.630, 0.435, 0.212 mm）の実効放射率が，0.073, 0.087, 0.12であることが分った．
文部科学省, 基盤研究(B), 北海道大学, 研究代表者, 競争的資金, 24360346

表面微細周期構造を用いた地球温暖化防止技術の研究
科学研究費補助金(挑戦的萌芽研究)
2009年 - 2011年
戸谷 剛
本研究は、温室効果ガスの排出量を削減する効果とともに、地表から宇宙へ直接放熱する量を増やす効果で地球温暖化を防止することを目指している。具体的には、高温時には太陽光の当たらない北向きの表面微細周期構造を用いて冷却し、低温時には太陽光の当たる南向きの表面微細周期構造を用いて加熱し、電力使用量を少ない冷暖房機器の開発を目指している。本年度は、UVナノインプリント法で紫外線硬化樹脂上に作成した表面微細周期構造の表面に、ヘリコンスパッタ法で金をスパッタした試料を作成した。作成した表面微細周期構造は、直径10μm、深さ2.5μmの円孔が、ピッチ11μmで周期的に並んでいる。スパッタした金の厚みは、100nmである。この試料の赤外線放射率を半球透過率と半球反射率を測定することで取得した。半球透過率と半球反射率の測定は、九州工業大学の岩田稔助教の協力のもと、積分球を持つFT-IR分光計で行った。その結果、11μm付近で、表面微細周期構造を持たない試料よりも10%赤外線放射率が増加することが分かった。この結果は、金をスパッタした表面微細周期構造は、大気の窓(8～12μm)を利用して、温室効果ガスに吸収されずに、地表から宇宙へ直接、放熱する量を10%増加できることを示している。つまり、電力を用いず、地表から宇宙へ直接、放熱する量を10%増加できるため、地球温暖化を防止する観点から非常に重要な結...
文部科学省, 挑戦的萌芽研究, 北海道大学, 研究代表者, 競争的資金, 21651026

CAMUI型ハイブリッドロケット燃料グレイン最適形状設計手法の開発
科学研究費補助金(基盤研究(B))
2009年 - 2011年
永田 晴紀, 戸谷 剛, 脇田 督司
(1)燃料後退速度式中の係数αの取得各燃焼面の燃料後退速度式における係数αの値(局所O/Fの関数になる)にスケール効果モデルを組み合わせて、大型モータ用グレイン形状の最適化設計を行うための基礎式を構築した。(2)酸化剤噴流が衝突する燃焼流れ場の解明酸化剤噴流が衝突する燃焼流れ場を異なるスケールで構築し、燃焼場のスケールと燃料後退特性との関係を調べた。レイノルズ数および噴流の速度をスケール間で一致させることにより燃料後退速度がスケール比で相似関係になることが、本実験系においても確認された。また、レイノルズ数を一定のまま圧力を下げ、流量を増加させると、燃料後退速度が増大することが確認された。本結果は実モータにおいても観察されているものである。(3)最適グレイン形状を探索するアルゴリズムの開発CAMUIロケットの燃料グレインにおいては、縦に並べられた6～10個の燃料ブロックが同時に燃え進む。燃料グレインの燃え残りをより少なく、O/Fシフトによる比推力損失をより小さくするような、最適グレイン形状を探索するアルゴリズムを開発する。昨年度は、最適グレイン形状を得るための探索アルゴリズムとして遺伝的アルゴリズムを適用し、良好な探索速度を得た。本年度は、最適解近傍までは遺伝的アルゴリズムを適用し、ある程度良好な解が得られた後は燃え残り燃料を他のブロックに再配分する手法により最適解に至る手法を...
文部科学省, 基盤研究(B), 北海道大学, 連携研究者, 競争的資金, 21360410

表面微細周期構造を用いた地球温暖化防止技術の研究　　　　　　　　　　　　　　　
科学研究費補助金
2009年
競争的資金

Wavelength-selective radiator with periodic microstructure　　　　　　　　　　　　　　　
Grant-in-Aid for Scientific Research
2009年
競争的資金

酸化剤噴流衝突場における固体燃料の燃焼機構の解明
科学研究費補助金(基盤研究(B))
2006年 - 2008年
永田 晴紀, 戸谷 剛, 大島 伸行
申請者らが開発を進めている無火薬式小型ロケット「CAMUI型ハイブリッドロケット」の特徴的な燃焼特性を実験および数値計算により明らかにし, 以下の成果を得た.固体燃料のガス化速度を燃料形状, 酸化剤供給量, および燃焼室圧力の関数として予測する手法を確立した.ロケットモータのスケールが燃焼特性に与える影響を解明し, 小型モータによる燃焼実験で実機モータの燃焼特性を明らかにする手法を開発した.
文部科学省, 基盤研究(B), 北海道大学, 連携研究者, 競争的資金, 18360402

液滴ラジエータにおける作動流体循環の自動化に関する研究
科学研究費補助金(若手研究(A))
2006年 - 2007年
戸谷 剛
ラジエータは、構造物内の廃熱量の変動に、作動流体の循環量を変化させて対応する.宇宙構造物内の廃熱量は分オーダーで変動するため作動流体の循環制御を自動化する必要がある.一方、液滴ラジエータで使用する液滴回収器とベローズ式圧カレギュレータは装置内の流体量が変化するため、ポンプの回転数を制御するだけでは循環は成立しない.ベローズ式圧カレギュレータにかける圧力、液滴回収器とギアポンプの回転数を制御する必要がある.平成19年度(予算を繰越し、平成20年度も含む)は流量制御装置を構築し、作動流体の循環量を自動的に制御することが目標である.実験は、廃熱量変動を模擬するために、演算部に作動流体の循環量を変更する命令(例えば、100ml/minから500ml/min、500ml/minから100ml/min)を送り、作動流体循環量の変化・応答性等を調べた.平成19年度に発生した作動流体循環プログラムの処理速度の遅さと装置自身の不具合を解決し、平成20年度にまず、設定した流量に応じて作動流体循環プログラムを通して各コンポーネント(液滴生成器にかける圧力、液滴回収器とギアポンプの回転数)をそれぞれ単体で制御することに成功した.次に、各コンポーネントを接続し、液滴ラジエータ全体の作動流体循環実験を行った結果、循環量が大きく変動し、設定した循環量で一定にならなかった.原因を調べたところ、ベローズ式圧カ...
文部科学省, 若手研究(A), 北海道大学, 研究代表者, 競争的資金, 18686068

宇宙空間での液滴流の捕集と飛散を分ける閾値の特定
科学研究費補助金(若手研究(A))
2004年 - 2005年
戸谷 剛
平成16年度は親油性表面での、平成17年度は疎油性表面での、液滴の飛散と捕集を分ける閾値について調べた。作動流体には、液滴ラジエータでの使用が考えられているシリコンオイル(信越化学工業株式会社KF96-50cSt)を用いた。シリコンオイルと親油性を持つ表面はアルミ面をもちいることで、疎油性を持つ表面はアルミ面に撥油剤(信越化学工業株式会杜KP-801)を塗布することで実現した。宇宙空間(微小重力,真空環境)での液滴の捕集と飛散を模擬するために、液滴の衝突は真空チャンバー内で行い、航空機(ダイヤモンドエアサービス株式会社MU-300)を用いて微小重力実験を行った。その結果、以下の知見を得た。1.通常重力下での液滴の飛散と捕集を分ける閾値(K=We×Oh^<-0.4>)は、親油性表面で○○○、疎油性表面で○○○であることが分かった。2.宇宙空間と通常重力下での液滴の捕集と飛散の結果を比較したところ、微小重力下と地上重力下での結果に違いがないことが分かった。3.宇宙空間での液滴の飛散と捕集を分ける閾値は、微小重力実験の回数が少ないことから、はっきり特定することはできなかったが,1,2の結果より、通常重力下での閾値の値と違いがないことを推測することができた。4.親油性表面と疎油性表面で液滴の捕集と飛散を分ける閾値に大きな違いがないことから、液滴回収器の表面は親油性でも疎油性でも良いこ...
文部科学省, 若手研究(A), 北海道大学, 研究代表者, 競争的資金, 16686048

超小型衛星の熱設計　　　　　　　　　　　　　　　
2005年
競争的資金

Thermal Design of Micro Satellite　　　　　　　　　　　　　　　
2005年
競争的資金

高速度濃度履歴が取得可能な超音速流用水素濃度プローブに関する研究
科学研究費補助金(基盤研究(B))
2000年 - 2002年
永田 晴紀, 新井 隆景, 戸谷 剛, 工藤 勲
次世代の極超音速機用エンジンとして注目されているスクラムジェットエンジンの技術的な課題として,極超音速流中でいかに速やかに空気と燃料の混合を行うかということが挙げられる.この課題を解決するためには,超音速混合場の定量的な評価が必要である.研究者らはこれまで,安価かつ簡便な水素濃度評価方法として,触媒反応を利用した水素濃度プローブを提案してきた.これまでの研究では,触媒反応発熱量から定常状態を仮定して水素濃度の推算を行ってきたが,このプローブを乱流混合場に適用し,乱流構造に起因する高速な濃度変動履歴を計測するためには,触媒反応発熱量の非定常な変化量から水素濃度変化量を計測する手法が必要となる.そこで,水素濃度変化量が触媒反応発熱量の変化量(dQ/dt)に与える影響を明らかにすることを目的として,白金線とニッケル線(共に,直径25μm,長さ2mm)をX字型に張ったダブルプローブを用い,触媒反応が起こる条件と起こらない条件の同時測定を行い,触媒反応の応答速度を測定した.衝撃波管により水素濃度が不連続に変化する波面を発生させ,この波面に対するダブルプローブの応答を測定する.実験の結果,プローブの設定温度を概ね680K程度にすれば,発熱量の立ち上がりの勾配(dQ/dt)が設定温度に依存しなくなることが明らかとなった.このとき,(dQ/dt)は主流から白金線表面への化学種の輸送速度が決め...
文部科学省, 基盤研究(B), 北海道大学, 連携研究者, 競争的資金, 12450390

微小重力下で発生する液滴内3次元マランゴニ対流の解析
科学研究費補助金(奨励研究(A))
2000年 - 2001年
戸谷 剛
微小重力下で対流熱伝達によって冷却される液滴において発生する3次元マランゴニ対流の解析を行った.今年度は,平成12年度のマランゴニ数5,000からマランゴニ数10,000に増やし,解析を行った.その結果,マランゴニ数5,000では発生しなかった計算が途中で発散するという予期しなかった問題に直面した.プログラムの再チェックを行ったが,プログラミング上の不具合は見つからなかった.また,初期温度外乱の大きさやパターンを変えても,スペクトル数(計算格子数に対応)を増やしても,流れが発達すると計算が発散するため,マランゴニ数10,000以上の液滴内3次元マランゴニ対流を解析する場合には,現在よりさらに精度の良い手法が必要であると結論付けられた.現在は,半径方向速度,渦度,圧力,温度を変数として用いているが,流れ場を記述する変数に,さらに精度を上げることのできるポロイダルベクトルやトロイダルベクトルを用いる手法を採用するなどの対策が必要になると考えられる.計算が発散するという予期しなかった事態に直面し,原因が手法によるものであると結論付けられたため,本年度並行して行うことを予定していた温度境界条件を対流熱伝達からふく射熱伝達に変更した計算プログラムの開発は断念した.計算が発散したため定常状態までの計算は行うことができなかったが,計算が発散するまでの結果から表面張力対流の以下の過渡的現象が...
文部科学省, 奨励研究(A), 北海道大学, 研究代表者, 競争的資金, 12750807

微小重力環境下における液滴の放出と捕集に関する研究
科学研究費補助金(基盤研究(B))
1998年 - 2000年
工藤 勲, 戸谷 剛, 永田 晴紀
平成10年度から平成12年度にかけて微小重力環境下で液滴の放出と捕集に関する実験を行った。平成10年度は,液滴生成器を作成し,微小重力下で液滴生成器の性能試験を行った。その結果,1.微小重力環境では表面張力が顕在化するため,ノズル出口を塞ぎ,液滴生成ができないことが懸念されていたが,微小重力下でも通常重力下と同様,液滴直径および液滴間隔が均一である均一液滴流が生成されることが確認された。平成11年度は,回収器自体を回転させて遠心流を発生させ,遠心流に直角に当たるように入口を配置した回収管から作動流体を回収する回収器を製作し,微小重力での性能試験を行った。その結果,2.作動流体循環で回収器の下流にあるギアポンプへ作動流体を送り込む能力があることがわかった。また,液滴の捕集については,液滴をアルミ平板に衝突させ,飛散の有無を確認した。その結果,3.液滴直径200μm程度の均一液滴流では飛散発生せず,不均一液滴流の場合,飛散が発生することがわかった。これは,不均一液滴流内に直径の大きい液滴が含まれているためであると推測された。平成12年度は,平成11年度の不均一液滴流内に液滴直径が大きい液滴が含まれていたため飛散したのではないかという推測を裏付けるため,ノズル直径を大きくするとともに,平成11年度の液滴回収装置を改修し,回収面角度を変更できるようにするとともに回収面上に液膜を生成で...
文部科学省, 基盤研究(B), 北海道大学, 連携研究者, 競争的資金, 10450369

大型宇宙構造物用ラジエータ「液滴ラジエータ」の研究開発　　　　　　　　　　　　　　　
1998年
競争的資金

Liquid Droplet Radiator for Large Space Structure　　　　　　　　　　　　　　　
1998年
競争的資金