松尾　亜紀子 （マツオ　アキコ）

Matsuo, Akiko

写真a

所属（所属キャンパス）

理工学部 機械工学科 （矢上）

職名

教授

HP

外部リンク
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総合紹介 【 表示 ／ 非表示 】

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経歴 【 表示 ／ 非表示 】

  • 1989年04月
    -
    1993年03月

    (株)リクルート　スーパーコンピュータ研究所勤務

  • 1992年01月
    -
    1993年09月

    日本学術振興会（ＤＣ１）（名古屋大学）, 特別研究員

  • 1993年10月
    -
    1995年03月

    日本学術振興会（ＰＤ）（文部省宇宙科学研究所）, 特別研究員

  • 1995年04月
    -
    1997年03月

    慶應義塾大学理工学部, 助手

  • 1995年06月

    文部科学省宇宙科学研究所, 共同研究員

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学歴 【 表示 ／ 非表示 】

  • 1987年03月

    津田塾大学, 学芸学部, 数学科

    大学, 卒業

  • 1989年03月

    名古屋大学, 工学研究科, 航空工学専攻課程

    大学院, 修了, 修士

  • 1993年09月

    名古屋大学, 工学研究科, 航空工学専攻課程

    大学院, 修了, 博士

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学位 【 表示 ／ 非表示 】

  • 工学, 名古屋大学, 1993年09月

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研究分野 【 表示 ／ 非表示 】

  • ものづくり技術（機械・電気電子・化学工学） / 流体工学

  • フロンティア（航空・船舶） / 航空宇宙工学

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著書 【 表示 ／ 非表示 】

  • Detonation Control for Propulsion: Pulse Detonation and Rotating Detonation Engines (Shock Wave and High Pressure Phenomena)

    K. Matsuoka, H. Taki, J. Kasahara, H. Watanabe, A. Matsuo, and T. Endo, Springer International Publishing, 2018年01月

    担当範囲: Pulse Detonation Cycle at Kilohertz Frequency, Chapter 8, pp.183-198

  • Detonation Control for Propulsion: Pulse Detonation and Rotating Detonation Engines (Shock Wave and High Pressure Phenomena)

    J. Kasahara, Y. Kato, K. Ishihara, K. Goto, K. Matsuoka, A. Matsuo, I. Funaki, H. Moriai, D. Nakata, K. Higashino, and N. Tanatsugu, Springer International Publishing, 2018年01月

    担当範囲: Application of Detonation Waves to Rocket Engine Chamber, Chapter 4, pp.61-76

  • 機械工学便覧 基礎編 α5　熱 工 学

    松尾亜紀子　他62名, 日本機械学会, 2006年12月

    担当範囲: 2・14　気体の流動　pp44-48

  • 数値流体力学ハンドブック

    松尾亜紀子　他79名, 丸善, 2003年03月

    担当範囲: 6・6　デトネーション　pp300-303

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論文 【 表示 ／ 非表示 】

  • Lagrangian characterization of induction and reaction timescales in a cellular gaseous detonation

    Watanabe H., Matsuo A., Chinnayya A., Itouyama N., Matsuoka K., Kasahara J.

    Physics of Fluids 37 （ 2 ）  2025年02月

    ISSN  10706631

    　概要を見る

    A Lagrangian approach was proposed to analyze induction and reaction times in the cellular gaseous detonation. Two-dimensional simulations in an argon-diluted and non-diluted hydrogen-based mixtures were performed with detailed chemistry, along particle trajectories. The distribution of the induction and reaction times inside the cell was significantly different between the Eulerian and the Lagrangian perspectives, the latter showing non-monotonic behavior. Preferential thermodynamic paths laid along the Rankine-Hugoniot curve and behind transverse waves (TW). All particles were ignited within half and one cell cycle for the diluted and non-diluted mixture, respectively. The ignition mechanisms were not only one-dimensional, but also multi-dimensional, with ignition behind the TW being the most important, and collision of TW and triple points being secondary. A new topology inside the cell could be drawn, from the intersection of the ignition front with TW. TW appeared as phase waves in the ( x , t ) diagram. Comparison of H2O mass fraction between local and equilibrium values indicated that a local chemical disequilibrium remained (superequilibrium), due to TW. Equating the mean sonic plane with thermochemical equilibrium in the non-diluted case is not completely accurate. Furthermore, the characteristic time scales for chemical and hydrodynamic phenomena were compared. The diffusive phenomenon did not make any contribution in the mixtures tested. In comparison with the Zel'dovich-von Neumann-Döring model, a shorter average induction time was found in the non-diluted mixture, which is not in line with the results from previous Favre approaches. The average reaction time was also shorter in both mixtures.

  • Numerical Investigation of Detonation-assisted Fuel Injection Method in Scramjet Engines with Rotating Detonation Combustor

    Miyashita M., Matsuo A., Shima E., Kawasaki A., Itouyama N., Matsuoka K., Kasahara J.

    AIAA Science and Technology Forum and Exposition, AIAA SciTech Forum 2025 2025年

    　概要を見る

    This study conducted three-dimensional numerical analyses for the interaction of the exhaust flow of a Reflective Shuttling Detonation Combustor (RSDC) and supersonic air-flow to investigate the new concept of detonation combustion as an injection system for scramjet engines. The computational targets of RSDC are the region where the hydrogen-air premixed gas flows from three rows of injectors set at the bottom in fuel-rich conditions. The additional fuel for the supersonic turbulent combustion in the scramjet combustor was added from the side wall of RSDC. The reflective wall distance, the height, and the width of RSDC were set to 45.0 mm, 53 mm, and 5 mm. The supersonic air-flow area simulated scramjet combustor is the region where the air flows at Mach number 3, and the RSDC is related to the main flow area as an injector. The governing equations used in this study were a three-dimensional compressible Navier-Stokes equation and a chemical conservation law of 9 species. The mixed scale model for LES was also used as the turbulence model. As a result, turbulent combustion was observed in the supersonic flow area by mixing the supersonic flow and the exhaust flow of RSDC, including additional fuel. The dynamic pressure ratio of the exhaust flow was 23% greater than that of the single-hole injection (previous injection system of scramjet engine) and 13% greater than that of deflagration combustion. The penetration height was improved, and the turbulent combustion was continuously achieved without an ignition system or a cavity due to the detonation combustion inside the RSDC.

  • Synchronized Initiation of Two Cylindrical Rotating Detonation Engines

    Sakata R., Inada M., Itouyama N., Matsuoka K., Kasahara J., Kawasaki A., Matsuo A., Funaki I.

    Journal of Propulsion and Power 40 （ 6 ） 849 - 858 2024年11月

    ISSN  07484658

    　概要を見る

    A coupled cylindrical rotating detonation engine (RDE) with two cylindrical RDEs (both combustors had a combustor inner diameter of 23 mm and an axial length of 30 mm) placed next to each other was tested for rocket clustering application. The objective of the experiment was to achieve two-engine synchronized initiation with a single igniter. Experiments were conducted on the inner wall of the combustors with different connecting-hole diameters and wall heights to evaluate the ignition delay time, combustion mode, and propulsion performance. The propellants were gaseous ethylene and oxygen, and experiments were conducted under constant conditions of mass flow rate (40 ± 2g∕s), equivalence ratio (1.0±0.1), and backpressure (approximately 10 kPa). When the two combustion chambers were completely separated by a wall, ignition occurred with a time delay of 260 ms in the chamber without an igniter. However, when a large hole (10-mm diameter) was placed in the wall separating the two combustion chambers, synchronous initiation was successful. Synchronous initiation was also successful when the wall height was lowered (7-mm height). Under both conditions, the same level of specific impulse was achieved as for RDEs operating at the same mass flux.

  • Wave-converging pressure increase in curved cylindrical rotating detonation combustors

    Oda Y., Sawada S., Itouyama N., Matsuoka K., Kasahara J., Kawasaki A., Matsuo A., Funaki I.

    Proceedings of the Combustion Institute （Proceedings of the Combustion Institute）  40 （ 1-4 ）  2024年08月

    共著, 査読有り,  ISSN  15407489

    　概要を見る

    The internal combustion structure of a curved cylindrical rotating detonation combustor (RDC) was experimentally investigated through optical observation and pressure measurements. Experiments were conducted under low back pressure conditions using two combustion chambers having, in both cases, an internal diameter of 17.5 mm, a curvature of radius of 38.1 mm, and an outlet angle of 90 deg, with gaseous C2H4 and O2 as the propellants. One was made of SUS and the other of resin. In addition to vibrations and bottom center pressure, pressure distribution on the sidewalls was measured for the SUS combustor, and high-speed camera observations of self-luminescence from the radial direction were conducted for the resin combustor. These measurements were compared by varying the equivalence ratio. The frequency analysis results obtained from vibrations and self-luminescence indicated that the strongly-coupled detonation mode exhibited a higher peak frequency, suggesting that the detonation waves may have different propagation speeds or rotational positions. In terms of pressure distribution and self-luminescence, only the strongly-coupled detonation mode inside near the bottom surface exhibited high pressure and brightness values. This suggested the potential for converging pressure by employing rotating detonation waves and a curved tube.

  • Visualization and thrust measurement of rotating detonation engine with various channel expansion angles

    Nakajima K., Sawada T., Matsuoka K., Itouyama N., Kasahara J., Kawasaki A., Matsuo A.

    Proceedings of the Combustion Institute 40 （ 1-4 ） 105577 2024年07月

    研究論文（国際会議プロシーディングス）, 共著, 査読有り,  ISSN  15407489

    　概要を見る

    Although a rotating detonation engine (RDE) is expected to achieve a pressure gain (PG) at which the total pressure of the product at the engine exit exceeds the total pressure of the supplied oxidizer, many non-ideal phenomena occurring in the RDE hinder PG achievement. This study focused on the channel expansion angle near the injector outlet, which is considered to affect the detonation wave structure and the PG performance. To this end, thrust and self-luminescence were conducted by varying the channel expansion angle near the axially injected oxidizer injector outlet; that is 90° 30°and 6° Results indicate that thrust was not affected by the expansion angle. However, the corresponding propagation velocities of the detonation waves were 2160, 2025, and 1755 m/s, indicating that the propagation velocity decreased as the expansion angle decreased. The PG performance, which is the ratio of the total pressure at the combustor exit to the total pressure of the oxidizer plenum, was 57, 57, and 49 %. At the expansion angle of 6°, the PG performance decreased due to a significant increase in the total pressure of the oxidizer plenum. Visualization of the self-luminescence showed that as the expansion angle decreased, the burned gas backflow became more significant, confirming unstable propagation.

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KOARA（リポジトリ）収録論文等 【 表示 ／ 非表示 】

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総説・解説等 【 表示 ／ 非表示 】

  • 特集　航空宇宙分野御コンピューターシミュレーション

    松尾　亜紀子　他

    計算工学 28 （ 3 ）  2023年07月

    記事・総説・解説・論説等（学術雑誌）, 責任著者

  • 爆発現象等に関する安全工学の研究に従事する理工学部機械工学科女性教授ープラントにおける爆発現象ー

    松尾　亜紀子

    高圧ガス （高圧ガス保安協会）  57 （ 1 ） 23 - 27 2020年01月

    記事・総説・解説・論説等（その他）, 単著,  ISSN  0452-2311

  • 極超音速飛しょう体におけるサボ分離挙動に関する数値解析

    笠原弘貴, 松尾亜紀子

    防衛技術ジャーナル （一般財団法人　防衛技術協会）  2019年9月号 （ 462 ） 46 - 52 2019年09月

    速報，短報，研究ノート等（学術雑誌）, 共著

  • 化学プラント爆発事象再現へ向けた燃焼過程の解析技術

    松尾亜紀子

    安全工学 （安全工学会）  57 （ 6 ） 465 - 470 2018年12月

    記事・総説・解説・論説等（学術雑誌）, 単著,  ISSN  0570-4480

  • デトネーション解析における数値シミュレーションモデル

    松尾 亜紀子

    機械の研究 70 （ 9 ） 713 - 716 2018年09月

    記事・総説・解説・論説等（学術雑誌）, 単著

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研究発表 【 表示 ／ 非表示 】

  • Wave-converging pressure increase in curved cylindrical rotating detonation combustors

    Oda, Y., Sawada, S., Itouyama, N., Matsuoka, K., Kasahara, J., Kawasaki, A., Matsuo, A., and Funaki, I.

    The CI’s 40th International Symposium - Emphasizing Energy Transition （Milan） , 

    2024年07月
    , 

    口頭発表（一般）

  • Visualization and thrust measurement of rotating detonation engine with various channel expansion angles

    Nakajima, K., Sawada, T., Matsuoka, K., Itouyama, N., Kasahara, J., Kawasaki, A., and Matsuo, A.

    The CI’s 40th International Symposium - Emphasizing Energy Transition （Milan） , 

    2024年07月
    , 

    口頭発表（一般）

  • Numerical Investigation of Turbulent Combustion Phenomena by Using New Injection System with Reflective Shuttling Detonation Combustor

    Miyashita, M., Matsuo, A., Shima, E., Kawasaki, A., Itouyama, N., Matsuoka, K., and Kasahara, J.

    The CI’s 40th International Symposium - Emphasizing Energy Transition （Milan） , 

    2024年07月
    , 

    ポスター発表

  • The circumferentia l force on a cylindrical rotating detonation engine

    Sawada, S., Ishihara, K., Itouyama, N., Watanabe, H., Kawasaki, A., Matsuoka, K., Kasahara, J., Matsuo, A., and Funaki, I.

    The CI’s 40th International Symposium - Emphasizing Energy Transition （Milan） , 

    2024年07月
    , 

    口頭発表（一般）

  • Numerical Analysis of an Air-breathing Engine Using Exhaust Jets from a Rotating Detonation Engine

    Tahara, J., Matsuo, A., Shima, E., Itouyama, N., Kawasaki, A., Matsuoka, K., and Kasahara, J.

    13th International Workshop on Detonation for Propulsion (IWDP2024) （Michigan, USA） , 

    2024年06月
    , 

    口頭発表（一般）

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競争的研究費の研究課題 【 表示 ／ 非表示 】

  • 多分散系微粉体がもたらす爆発被害：シミュレーションが解き明かす炭塵燃焼と安全評価

    2018年04月
    -
    2021年03月

    文部科学省・日本学術振興会, 科学研究費助成事業, 松尾　亜紀子, 基盤研究(B), 補助金,  研究代表者

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知的財産権等 【 表示 ／ 非表示 】

  • パルスデトネーションエンジン用多孔微細管燃料酸化剤供給プレート

    出願日： 2000-258181  2000年07月 

    公開日： 2002-39012  2002年02月 

    特許権, 共同

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受賞 【 表示 ／ 非表示 】

  • 2023年度日本燃焼学会論文賞

    川﨑央, 稲川 智也, 笠原次郎, 後藤 啓介, 松岡健, 松尾亜紀子, 船木一幸, 2023年11月, 日本燃焼学会, Critical condition of inner cylinder radius for sustaining rotating detonation waves in rotating detonation engine thruster

    受賞区分： 国内学会・会議・シンポジウム等の賞

  • 令和5年度流体科学研究賞

    2023年11月, 一般財団法人 機器研究会

    受賞区分： 国内外の国際的学術賞

  • 圧力増大燃焼論文賞

    K. Goto, K. Matsuoka, K. Matsuyama, A. Kawasaki, H. Watanabe, N. Itouyama, K. Ishihara, V. Buyakofu, T. Noda, J. Kasahara (Nagoya Univ.), A. Matsuo（Keio Univ.）, I. Funaki (JAXA), D. Nakata, M. Uchiumi (Muroran Inst. Tech.), H. Habu, S. Takeuchi, S. Arakawa, J. Masuda, K. Maehara, T. Nakao, K. Yamada (JAXA), 2023年01月, 米国航空宇宙学会, Flight Demonstration of Detonation Engine System Using Sounding Rocket S-520-31: Performance of Rotating Detonation Engine

    受賞区分： 国際学会・会議・シンポジウム等の賞,  受賞国： アメリカ合衆国

    　説明を見る

    深宇宙探査用デトネーションエンジンの宇宙飛行実証論文に対しAIAAが2022 AIAA Pressure Gain Combustion Best Paper Awardを授与。2021年7月27日に名古屋大学、宇宙航空研究開発機構、慶應義塾大学、室蘭工業大学との共同研究として観測ロケットS-520-31号機の第２段を用いてデトネーションエンジンの宇宙飛行実証を実施した。その結果を論文として公開し、その研究論文に対し、AIAAからBest Paper Awardを授与された。この賞は圧力増大燃研究（デトネーションエンジン研究）で2022年に米国航空宇宙学会で発表された口頭発表論文の内、優れた１件に授与される。

  • 2021年『美しい炎』の写真展最優秀作品賞

    松尾亜紀子 他, 2021年11月, 一般社団法人　日本燃焼学会, 世界初！デトネーションエンジン宇宙実証

    受賞区分： 国内学会・会議・シンポジウム等の賞

  • 2020年『美しい炎』の写真展最優秀作品賞

    松尾亜紀子 他, 2020年12月, 一般社団法人　日本燃焼学会, デトネーションエンジン宇宙へ

    受賞区分： 国内学会・会議・シンポジウム等の賞

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担当授業科目 【 表示 ／ 非表示 】

  • 自然科学実験

    2025年度

  • 流体力学の基礎

    2025年度

  • 開放環境科学課題研究

    2025年度

  • 交換協定課題研究Ｂ

    2025年度

  • 交換協定課題研究Ａ

    2025年度

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担当経験のある授業科目 【 表示 ／ 非表示 】

  • 宇宙推進工学

    慶應義塾

    2014年04月
    -
    2015年03月
    , 

    春学期, 講義

  • 機械工学創造演習

    慶應義塾

    2014年04月
    -
    2015年03月
    , 

    秋学期, 演習, 兼担

  • 熱力学の基礎

    慶應義塾

    2014年04月
    -
    2015年03月
    , 

    秋学期, 講義

  • 高速空気力学

    慶應義塾

    2014年04月
    -
    2015年03月
    , 

    秋学期, 講義

  • 応用計算力学特論第２

    慶應義塾

    2014年04月
    -
    2015年03月
    , 

    秋学期, 講義

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社会活動 【 表示 ／ 非表示 】

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メディア報道 【 表示 ／ 非表示 】

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所属学協会 【 表示 ／ 非表示 】

  • International Association for Hydrogen Safety, 

    2015年07月
    -
    継続中

  • 国際衝撃波学会, 

    2013年
    -
    継続中

  • 日本計算工学会, 

    2002年12月
    -
    継続中

  • 日本火災学会, 

    2002年11月
    -
    2021年

  • 日本原子力学会, 

    2002年11月
    -
    2007年03月

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委員歴 【 表示 ／ 非表示 】

  • 2024年10月
    -
    2025年03月

    操縦士・航空整備士の女性活躍推進ＷＧ 委員, 国土交通省

  • 2024年10月
    -
    2025年12月

    ドローンを活用した河川巡視・点検への適用検討会 委員, 国土交通省

  • 2024年10月
    -
    2026年09月

    消費者安全調査委員会専門委員, 消費者庁

  • 2024年10月
    -
    2024年12月

    令和六年度研究進捗中間確認会に係るアドバイザー, 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構

  • 2024年07月
    -
    2026年07月

    宇宙政策委員会　委員, 内閣府

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