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

総合紹介 【 表示 / 非表示

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

学位 【 表示 / 非表示

  • 工学, 名古屋大学, 1993年09月

 

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

 

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

論文 【 表示 / 非表示

  • Lagrangian dispersion and averaging behind a two-dimensional gaseous detonation front

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

    Journal of Fluid Mechanics (Journal of Fluid Mechanics)  968 2023年08月

    ISSN  00221120

     概要を見る

    Two-dimensional numerical simulations with the particle tracking method were conducted to analyse the dispersion behind the detonation front and its mean structure. The mixtures were 2H-O-7Ar and 2H-O of increased irregularity in ambient conditions. The detonation could be described as a two-scale phenomenon, especially for the unstable case. The first scale is related to the main heat release zone, and the second where some classical laws of turbulence remain relevant. The dispersion of the particles was promoted by the fluctuations of the leading shock and its curvature, the presence of the reaction front, and to a lesser extent transverse waves, jets and vortex motion. Indeed, the dispersion and the relative dispersion could be scaled using the reduced activation energy and the parameter, respectively, suggesting that the main mechanism driving the dispersion came from the one-dimensional leading shock fluctuations and heat release. The dispersion within the induction time scale was closely related to the cellular structure, particles accumulating along the trajectory of the triple points. Then, after a transient where the fading transverse waves and the vortical motions coming from jets and slip lines were present, the relative dispersion relaxed towards a Richardson-Obukhov regime, especially for the unstable case. Two new Lagrangian Favre average procedures for the gaseous detonation in the instantaneous shock frame were proposed and the mean profiles were compared with those from Eulerian procedure. The characteristic lengths for the detonation were similar, meaning that the Eulerian procedure gave the mean structure with a reasonable accuracy.

  • Impact of mixture mass flux on hydrodynamic blockage ratio and Mach number of rotating detonation combustor

    Noda T., Matsuoka K., Goto K., Kawasaki A., Watanabe H., Itouyama N., Kasahara J., Matsuo A.

    Acta Astronautica (Acta Astronautica)  207   219 - 226 2023年06月

    研究論文(学術雑誌), 共著,  ISSN  00945765

     概要を見る

    To analyze non-ideal phenomena, such as burned gas backflow and non-detonation combustion, which affect the rotating detonation wave Mach number, simultaneous self-luminous visualization, time-averaged static pressure, fluctuating pressure, and thrust measurements with gaseous ethylene and oxygen were performed. Consequently, by doubling the number density of the fuel injectors, the hydrodynamic blockage ratio at the oxidizer inlet increased approximately 1.7-fold under the same oxidizer inlet area conditions. This may be attributed to the increase in the detonation propagation Mach number owing to the enhanced mixing of fuel and oxidizer. The relationship between the parasitic combustion fraction in front of the rotating detonation wave and the Mach number was also investigated by using a distributed heat release model. Consequently, it was suggested that experimental Mach number decreased from approximately 4.1 to 2.8 with increase in a mixture mass flux, and the theoretical detonation wave propagation Mach number was 7.3.

  • Numerical investigation of the effects of injector configuration on flow structures in annular and cylindrical rotating detonation combustors

    Sada, T., Matsuo, A., Shima, E., Kawasaki, A., Matsuoka, K., and Kasahara, J.

    Science and Technology of Energetic Materials 84 ( 2 ) 17 - 23 2023年05月

    研究論文(学術雑誌), 共著, 査読有り

  • Visualization and Performance Evaluation of a Liquid-Ethanol Cylindrical Rotating Detonation Combustor

    Ishihara K., Yoneyama K., Sato T., Watanabe H., Itouyama N., Kawasaki A., Matsuoka K., Kasahara J., Matsuo A., Funaki I.

    Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences (Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences)  66 ( 2 ) 46 - 58 2023年03月

    研究論文(学術雑誌), 査読有り,  ISSN  05493811

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    Rotating detonation combustors (RDCs) are among the combustors that use supersonic combustion waves known as detonation waves, and are expected to simplify engine systems and improve thermal efficiency due to their supersonic combustion and compression performance using shock waves. Research is also being actively conducted worldwide on a cylindrical RDC; a RDC without an inner cylinder, which is expected to simplify and downsize the combustor. However, most of the research was performed using gas propellants, and liquid propellants were rarely used. Since liquid propellants are used in many combustors, it is important to evaluate the performance of RDCs with liquid propellants. In this study, a cylindrical RDC with a liquid ethanol-gas oxygen mixture was constructed and tested at a flow rate of 31.5 ± 5.0 g/s, an equivalence ratio of 0.46-1.39, and a back pressure of 14.5 ± 2.5 kPa. The thrust was shown to depend strongly on the combustor bottom pressure history. In addition, the start-up process of the cylindrical RDC with liquid fuel was clarified by self-luminous and CH+ radical visualizations. It was found that the detonation wavefront propagated at a distance of 2-3mm from the combustor bottom, and the main combustion region was 10-15mm in height.

  • Thrust Performance of Converging Rotating Detonation Engine Compared with Steady Rocket Engine

    Ishihara K., Yoneyama K., Watanabe H., Itouyama N., Kawasaki A., Matsuoka K., Kasahara J., Matsuo A., Funaki I., Higashino K.

    Journal of Propulsion and Power (Journal of Propulsion and Power)  39 ( 3 ) 297 - 307 2023年02月

    研究論文(学術雑誌), 共著, 査読有り,  ISSN  07484658

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    Rotating detonation engines (RDEs) have been actively researched around the world for application to nextgeneration aerospace propulsion systems because detonation combustion has theoretically higher thermal efficiency than conventional combustion. Moreover, because cylindrical RDEs have simpler combustors, further miniaturization of conventional combustors is expected. Therefore, in this study, with the aim of applying RDEs to space propulsion systems, a cylindrical RDE with a converging-diverging nozzle was manufactured; the combustor length Lc was changed to 0, 10, 30, 50, and 200 mm; and the thrust performance and combustion mode with the different combustor lengths were compared. As a result, four combustion modes were confirmed. Detonation combustion occurred with a combustor length of Lc = 0 mm: that is, a converging rotating detonation engine. The thrust performance of this engine was 94 to 100% of the theoretical rocket thrust performance, which is equivalent to the thrust performance of conventional rocket combustion generated at Lc = 200 mm. This study shows that detonation combustion can significantly reduce engine weight while maintaining thrust performance.

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KOARA(リポジトリ)収録論文等 【 表示 / 非表示

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

  • A Bread Board Model Testing for In-Space Flight Demonstration of a Liquid-Propellant Detonation Engine System

    Kawasaki, A., Nakata, K., Sato, T., Sawada, S., Kudo, Y., Suzuki, Y., Itouyama, N., Matsuoka, K., Matsuyama, K., Kasahara, J., Nakata, D., Namera, M., Eguchi, H., Uchiumi, M., Matsuo, A., Funaki, I., Nakamura, S., Higashino, K., and Hirashima, H.

    AIAA SciTech 2024 (Orland, Florida, U.S.A.) , 

    2024年01月

    口頭発表(一般)

  • Operation Characteristics of Cylindrical Rotating Detonation Engine Using Liquid Ethanol and Liquid Nitrous Oxide

    Sato, T., Nakata, K., Sawada, S., Suzuki, Y., Kudo, Y., Nakajima, K., Itouyama, N., Matsuoka, K., Kasahara, J., Kawasaki, A., Namera, M, Eguchi, H., Nakata, D., Uchiumi, M., Matsuo, A., and Funaki, I.

    AIAA SciTech 2024 (Orland, Florida, U.S.A.) , 

    2024年01月

    口頭発表(一般)

  • Combustion Characteristics and Thrust Performance of RDEs of Different Designs and Scale

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

    AIAA SciTech 2024 (Orland, Florida, U.S.A.) , 

    2024年01月

    口頭発表(一般)

  • Experimental research for clustering with the coupled cylindrical rotating detonation engine

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

    AIAA SciTech 2024 (Orland, Florida, U.S.A.) , 

    2024年01月

    口頭発表(一般)

  • Numerical Investigation on Throatless Diverging Rotating Detonation Engines

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

    AIAA SciTech 2024 (Orland, Florida, U.S.A.) , 

    2024年01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

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

受賞 【 表示 / 非表示

  • 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

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    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

  • The Antoni K. Oppenheim Award 2019

    Akiko Matsuo, 2019年08月, 27th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS)

    受賞区分: 国際学会・会議・シンポジウム等の賞

     説明を見る

    For her original contributions to the numerical simulation of reactive flows, particularly supersonic combustion and detonation, and the analysis of advanced propulsion systems.

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担当授業科目 【 表示 / 非表示

  • 応用流体力学

    2023年度

  • 卒業研究

    2023年度

  • 自然科学実験

    2023年度

  • 流体力学の基礎

    2023年度

  • 開放環境科学課題研究

    2023年度

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担当経験のある授業科目 【 表示 / 非表示

  • 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

  • 応用計算力学特論第1

    慶應義塾

    2014年04月
    -
    2015年03月

    春学期, 講義

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社会活動 【 表示 / 非表示

  • 日刊工業新聞:名大など、デトネエンジンの宇宙実験に成功

    日刊工業新聞社, 日刊工業新聞, 日刊工業新聞オンライン, 

    2021年08月
  • 産学官連携が切り拓く、日本の宇宙産業の新たなステージ

    一般社団法人SPACETIDE, SPACETIDE 2021 Spring "The Evolution of Commercial Space"宇宙ビジネス、事業化ステージのはじまり (虎ノ門ヒルズフォーラム)

    2021年03月
  • 読売新聞:[深層NEWS]有人月探査計画「新ビジネスに広げていくことが重要」

    読売新聞社, 読売新聞朝刊, 

    2020年10月

     概要を見る

    10月22日にBS日テレの「深層NEWS」に出演し、日本の宇宙開発などについて議論したことが、10月23日の読売新聞朝刊に記事として掲載された。また、読売新聞オンラインにおいても掲載されている。

  • Powering African Innovations "Session 2 Hydrogen and Geothermal Energy"

    UNIDO, Powering African Innovations (第7回アフリカ開発会議TICAD7のサイドイベント) (横浜)

    2019年08月

     概要を見る

    パネルディスカッション

  • 日本航空宇宙学会 第50期 年会講演会 「Diversity in JSASS ~ 男女共同参画を学ぶ~」

    日本航空宇宙学会, 日本航空宇宙学会 第50期 年会講演会 (東京)

    2019年04月

     概要を見る

    パネルディスカッション

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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
  • 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
  • 火薬学会, 

    2002年07月
    -
    継続中

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委員歴 【 表示 / 非表示

  • 2023年10月
    -
    2023年12月

    令和五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

  • 2023年09月
    -
    2025年03月

    NEDO技術委員, 国立研究開発法人新エネルギー・産業技術総合開発機構(NEDO)

  • 2023年09月

    令和4年度補正予算「中小企業イノベーション創出推進事業(文部科学省分)」(宇宙分野・宇宙輸送)の有識者委員会委員, 文部科学省

  • 2023年06月
    -
    2025年06月

    国立研究開発法人審議会 うみそら研部会 委員, 国土交通省

  • 2023年06月
    -
    2024年06月

    社外取締役, (株)ディスコ

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