佐藤 哲也 (サトウ テツヤ)

写真a

所属

理工学術院 基幹理工学部

職名

教授

ホームページ

http://www.waseda.jp/sem-sato/

兼担 【 表示 / 非表示

  • 理工学術院   大学院基幹理工学研究科

  • 附属機関・学校   グローバルエデュケーションセンター

学内研究所等 【 表示 / 非表示

  • 2020年
    -
    2022年

    理工学術院総合研究所   兼任研究員

学歴 【 表示 / 非表示

  •  
    -
    1992年

    東京大学   工学系研究科   航空学専攻  

  •  
    -
    1992年

    東京大学   工学系研究科   航空学専攻  

  •  
    -
    1987年

    東京大学   工学部   航空学科  

学位 【 表示 / 非表示

  • 東京大学   博士(工学)

経歴 【 表示 / 非表示

  • 2007年04月
    -
     

    早稲田大学理工学術院教授

  • 2006年10月
    -
    2007年03月

    宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部主幹研究員

  • 2006年10月
    -
    2007年03月

    宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部主幹研究員

  • 2005年04月
    -
    2007年03月

    東京大学大学院助教授併任

  • 2005年04月
    -
    2007年03月

    東京大学大学院助教授併任

全件表示 >>

所属学協会 【 表示 / 非表示

  •  
     
     

    日本ガスタービン学会

  •  
     
     

    日本航空宇宙学会

  •  
     
     

    AIAA

 

研究分野 【 表示 / 非表示

  • 熱工学

  • 航空宇宙工学

研究キーワード 【 表示 / 非表示

  • ジェットエンジン、スペースプレーン、エアターボラム、エアインテーク、空気予冷却、二相流

論文 【 表示 / 非表示

  • 均質化機構によるスリップ比モデルを用いたクオリティ計測手法の開発

    箕手一眞, 坂本勇樹, 多根翔平, 中島曜, 古市敦大, 樺山昂生, 辻村光樹, 吉田光希, 小林弘明, 佐藤哲也

    航空宇宙技術   18   109 - 118  2019年07月  [査読有り]

    DOI

  • Artificial Neural Network(ANN)を用いた圧縮性Flameletモデルの改良

    山本姫子, 豊永塁, 小松湧介, 樺山昂生, 溝渕泰寛, 佐藤哲也

    航空宇宙技術   18   91 - 100  2019年06月  [査読有り]

    DOI

  • 超音速矩形インテークにおけるバズ発生に関する数値解析

    長尾志, 吉田秀和, 佐野正和, 佐藤哲也, 橋本敦

    航空宇宙技術   18   81 - 89  2019年05月  [査読有り]

    DOI

  • 粒子法を用いた液滴解析における空気力のモデル化

    辻村光樹, 窪田健一, 佐藤哲也, 髙橋孝, 村上桂一

    ながれ   38 ( 2 ) 105 - 113  2019年04月  [査読有り]

  • LE-5B-3地上燃焼試験用静電容量型ボイド率計の開発

    坂本 勇樹, 小林 弘明, 東 和弘, 長尾 直樹, 杉森 大造, 杵淵 紀世志, 佐藤 哲也

    航空宇宙技術   18   19 - 28  2019年02月

    DOI

全件表示 >>

書籍等出版物 【 表示 / 非表示

  • 機械工学便覧(γ編,γ11 宇宙機器・システム), 3.1.1節「ターボ系ジェットエンジン」担当

    日本機械学会編

    丸善株式会社  2007年01月

  • 航空宇宙工学便覧(第3版) C3.5.3「エア・ターボ・ラムジェットエンジン」

    日本航空宇宙学会編

    丸善株式会社  2005年11月

受賞 【 表示 / 非表示

  • 最優秀賞 数値シミュレーション部門 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  

共同研究・競争的資金等の研究課題 【 表示 / 非表示

  • 観測ロケットを用いた極超音速フライトテストベッドの構築と機体推進統合制御の実証

    研究期間:

    2020年08月
    -
    2025年03月
     

     概要を見る

    本研究は、我が国で先行している極超音速空気吸込みエンジン技術をマッハ5環境下で飛行実証することにより、機体/推進統合制御技術を構築するとともに、希少な極超音速フライトデータを獲得する。その実証実験(名称:HIMICO)を国産S-520観測ロケットを用いて行うことで、国産技術によるフライングテストベッド(FTB)の確立を目指す。本研究は、空力、軌道、熱構造、推進に跨がる学際的テーマを数多く含む大型システムであり、統合制御技術、ロバスト複合最適化技術等の学術的要素を持ち、次世代有人宇宙輸送機の実現を目指す多分野の学生にとっての教育効果も高い

  • 陽極酸化法を用いたナノ凹凸面での着霜低減と伝熱促進による熱交換器の性能向上

    研究期間:

    2019年06月
    -
    2022年03月
     

     概要を見る

    本研究では、熱交換器の伝熱面に陽極酸化処理とフッ素処理を施し、超撥水性による着霜低減効果を図る。さらに、伝熱管内側にも陽極酸化処理を施し、断熱層のパラドクス効果による伝熱促進を図る。これらの複合効果により熱交換器の劇的な性能向上を目指す。一般的な熱交換器に用いられるアルミニウム材だけでなく、陽極酸化処理が困難とされるステンレス材への適用も試みる。本研究により、液体水素などの極低温冷媒を用いる航空宇宙用エンジンの燃料消費量を大幅に削減するのみならず、長年問題となっていた空調機や冷凍機の熱交換器のヒーターレス除霜の実現にもつながる。2019年度は、空調機や冷凍機に用いられるアルミニウム(Al)材を用いて、超撥水Al材による着霜遅延効果の基礎的研究を行った。Al平板に陽極酸化処理及びフッ素付与処理を実施し、接触角150度を超える材料を作製した。それを精密空調機に接続された低速風洞内に水平に設置し、ペルチェ素子を用いて-8℃及び-40℃に冷却した。なお、風洞内の条件は温度20度、相対湿度60%、風速1m/sである。この実験では霜質量と、平板に対して側方及び上方からの画像データを取得し、後に霜層厚さ、霜層密度を算出した。その結果、冷却面温度-40℃のときには、超撥水材と非処理材で霜質量、霜層厚さ、霜層密度に大きな違いは見られなかった。また、画像での観察においては、水蒸気が直接霜へと相変化する現象が確認された。一方、冷却面温度-8℃では水蒸気が凝縮し水滴が生成、1つの水滴が凍結し、他の水滴へと伝播することで霜へと相変化する過程が観察された。実験開始後、1つの水滴が凍結し始めるまでの時間を凍結開始時間、1つの水滴が凍結し始め、全ての水滴が凍結し終えるまでの時間を凍結伝播時間とし、これらを合わせた時間を凍結時間とする。超撥水材と非処理材で比較する(-8℃の場合)と、超撥水材の方が凍結開始時間は122秒から1157秒へと、凍結伝播時間は1.0秒から275秒へと大幅に長くなった。また、凍結時間は非処理材において123秒、超撥水材において1432秒であり、本研究にて作製した材料は大幅な着霜遅延を生じさせることが分かった。さらには、複数回実験を行った中には30分を超えても凍結が開始しない結果も得られた。本実験で得られた結果は陽極酸化処理による超撥水Al材が氷点付近において大きな着霜遅延効果を有していることを示す結果である。また、今後、円管や熱交換器などの形状における着霜遅延効果を研究する上で大変意義が大きいと考える。本研究の目的の1つである「アルミニウム製熱交換器の着霜問題解決」についての研究を進め、陽極酸化処理による超撥水アルミニウム材を用いた実験から氷点付近の温度において大幅な着霜遅延効果を見出すことができた。また、より着霜遅延効果を得るために、陽極酸化処理の見直しを検討しており、その準備を行ってきた。今までは陽極酸化被膜厚さや表面形態を測定、観察する装置及び経験がなかったため、今年度、断面試料研磨機やそれに付随する給水設備や排水設備を導入し、材料の断面を観察するための樹脂埋込試料を作製する訓練を続けてきた。断面試料の作製には多くの経験が必要とされており、正確な膜厚や表面形態の取得には経験が必要である。これにより、今まで未知であった膜厚や表面形態が分かるようになった。また、陽極酸化被膜を電子顕微鏡で観察する前の簡易観察として利用できる金属反射顕微鏡の導入や陽極酸化処理中の印加電圧、印加電流、反応浴温度を記録するためのデータロガーの設置を行った。今までの各種設備の準備により、より定量的で正確なデータが得られるようになった。以上に述べた通り、本研究の目的の1つである「ステンレス材への陽極酸化手法の確立」の研究を行うための準備を順調に進めている。アルミニウム材を用いた研究に関しては、氷点付近でのデータを取得しているが、冷凍機などで利用されるより低い温度域でのデータを今後取得する必要があるため、それに向けた実験手法を検討した。数値解析による着霜量の予測に関しては、古典的核形成理論を用いた霜層成長シミュレーターの研究・開発を行ってきた。現在までは平板においての霜層成長予測について研究、妥当性検証を進めており、今後さらなる改良を行う必要がある。今後は超撥水アルミニウム材の着霜遅延効果の検証のためにより低い温度域で着霜実験を行う予定である。氷点付近でのデータは取得できたので、中温域(-60℃程度)や極低温域(-196℃)で着霜試験を行い、温度と着霜遅延効果の関係性を取得する。今までと同様な平板を用いた実験に加え、円管を用い強制対流下での実験を行い、超撥水性により霜の付着力低下が着霜抑制に及ぼす影響について調査する。アルミニウムの陽極酸化処理手法に関しては硫酸を用いて行っていたものを、塩酸やりん酸に変えて行い、今までとは異なる表面形態の材料を作製し、着霜試験を行うことで着霜低減により効果的な条件を見出す。2020年度中旬からは液体水素配管等に用いられるステンレス材への陽極酸化手法の確立に関する研究を開始する。まずは、反応溶液の種類、濃度、印加電圧をパラメトリックに変えて実験を行い、金属反射顕微鏡及び電子顕微鏡による表面、断面観察にて評価する。ステンレス材に対する陽極酸化手法に関しては詳細に検討された先行研究例が無いため、陽極酸化処理に関する各種パラメータが材料にどのような影響を与えるのか調査する。これらのデータからステンレス材への陽極酸化処理の方策を改めて検討する。霜層成長シミュレーターの開発においては、実験結果と計算結果で定性的には一致しているものの、定量的には一致していない。今後は霜層の成長とともに霜層密度が変化していくことを考慮し、定量的に一致するシミュレーターの開発を目指す

  • 液体水素を用いた配管予冷の革新的高効率化手法の実証実験

    研究期間:

    2017年04月
    -
    2020年03月
     

     概要を見る

    本研究では液体燃料を使用するロケットの打ち上げ作業において,作業時間およびコストの面で支配的要因となっている「配管予冷」の問題に対し,配管表面に低熱伝導率の被膜を塗布することで沸騰伝熱を促進する革新的技術により予冷時間の短縮と燃料消費量の大幅な削減を図る。当初計画されていた「極低温流体を用いた予冷の現象の解明」および「さらなる予冷促進手法の提案・検証」について、ほぼ計画どおりに実施することができた。令和元年度は予冷を高効率化するための手法の改善を試みた。新たに低熱伝導率の被膜を縦横数mm間隔で施す方法を提案し、これが予冷促進に極めて有効であることを示した。本手法は平成30年度に行ったナノファイバーによる予冷促進法をさらに改良することで生まれた新しい方法である。今回採用した手法では、銅板露出面と低熱伝導率被膜面を交互に設けることで、気泡発生に必要な高温面と、上方にある液が予冷面表面に流れ込むために必要な低温面を同時に生成することで沸騰伝熱を促進したと考えられる。ナノファイバーを用いた手法では無垢銅板面に対し予冷時間が1/3程度に短縮されたが、低熱伝導率被膜を縦横数mm間隔で施す手法では予冷時間が約1/5程度となった。また研究結果について、上記のナノファイバーによる予冷促進法について国際学術誌にて公表したほか、研究分担者らの液体水素の流動様式に関する研究成果も国際誌にて発表された。令和元年度最後に計画されていたJAXA能代実験場における液体水素予冷実験についてはコロナウイルス蔓延の影響があり翌年度に延期されることとなった。令和元年度が最終年度であるため、記入しない。令和元年度が最終年度であるため、記入しない

  • 数値解析による静粛超音速インテークのバ ズ発生予測

    研究期間:

    2016年04月
    -
    2019年03月
     

  • 空気吸込式エンジンを搭載した極超音速実証機の機体/エンジン統合制御

    研究期間:

    2015年04月
    -
    2018年03月
     

     概要を見る

    空気吸込式エンジンを用いた極超音速輸送機の鍵技術となる機体/推進相互干渉効果を解明し、小型実証機(HIMICO)によるマッハ4環境下での統合実証実験(RJTF実験)を行うことを目標とした。風洞実験および数値解析により、機体、推進系の単体性能、統合性能を取得し、データベースを構築した。その結果をもとに、全長1.5mの実験機および実験架台、燃料供給系、制御計測系を製作し、統合模型を完成させた。その他、将来の観測ロケットを用いた飛行実証に向けた軌道、艤装、分離機構等を検討し、提案書としてまとめた

全件表示 >>

講演・口頭発表等 【 表示 / 非表示

  • Development status of a hypersonic precooled turbojet engine

    60th International Astronautical Congress  

    発表年月: 2009年10月

  • THE PROPELLANT MANAGEMENT OF THE PRECOOLED TURBOJET ENGINE

    60th International Astronautical Congress  

    発表年月: 2009年10月

  • Development Status of A Precooled Turbojet Engine

    27th International Symposium on Space Technology and Science  

    発表年月: 2009年07月

特定課題研究 【 表示 / 非表示

  • 超音速インテークの横滑り特性に関する研究

    2020年  

     概要を見る

    本研究は、JAXAと大学が共同で提案した極超音速統合制御実験(HIMICO)用可変インテークの横滑り角特性の調査である。実験はJAXA相模原の超音速風洞を用い、主流マッハ数3.4とした。TPR-MCR(全圧-流量)線図からは、始動時に出口ノズルを閉めた時、β=0°時にはMCRがほとんど低下せずTPRが上昇するに対し、β=5°時にはMCRが低下し、TPRがほとんど変化しないという特徴が得られた。これらの性能差は、インテーク内部における圧縮/膨張領域での渦、剥離の形成とそれに伴う衝撃波構造の変化であると推察した。今後は詳細な流れ場を数値解析によって検証する予定である。

  • 境界層吸い込みによるエンジン性能低下を加味した抵抗低減効果に関する研究

    2019年  

     概要を見る

    境界層吸い込み(Boundary Layer Ingestion ; 以下BLI)とは、航空機の機体表面に発生する境界層をエンジンに吸い込ませることによって、機体の抵抗を減少させ、燃費の改善を達成するものである。一方、エンジン側では、速度・全圧ディストーションを有する境界層を吸い込むことにより、性能が低下する。本研究では、JAXAの共同研究として、BLIと非BLIの場合を模擬した翼型(模擬機体)で風洞実験を行い、抗力低減効果により約8%のファン必要動力の低減を確認した。また、境界層を吸い込んだファンについて数値計算を行い、BLIによる流れ場の変化を評価し、ファン性能の低下の原因を調査した。

  • 陽極酸化法を用いたナノ凹凸面での着霜低減と伝熱促進による熱交換器の性能向上

    2018年  

     概要を見る

     現在、開発中の極超音速用予冷ターボジェットは、液体水素を冷媒とする熱交換器(プリクーラ) を搭載しているが、プリクーラ伝熱面への着霜現象が問題となっている。本特定研究課題ではAl伝熱管表面に陽極酸化法によるナノスケールの微細表面処理加工を施し、着霜低減の効果を確認することを目的とした。実験の結果、表面処理材は非処理材に比べて、伝熱管全体への着霜量が6~9%程度減少するとともに、主流によってより多くの霜が吹き飛ばされる現象が観察された。これは、撥水性により表面自由エネルギーが小さくなり、霜の付着力が減少したことに起因すると考えられる。今後は、SUS316Lの陽極酸化手法に挑戦する。

  • 水素気液二相流のボイド率計測技術の確立と流動特性の解明

    2018年  

     概要を見る

    早稲田大学ではJAXAと連携し、液体水素を燃料とする極超音速用予冷ターボジェットの研究を行っている。液体水素は配管内で気液二相流状態となるが、流動や熱物性に関する知見は少ない。そこで本研究では、極低温流体に適用可能な高精度なボイド率測定技術を開発し、6.5%の精度でボイド率計測が可能であることを示した。また、これまでにほとんど明らかにされてこなかった沸騰水素のボイド率とクオリティの関係について実験的に整理し、既存モデルの組み合わせで4%の精度で相互に換算可能であることを示した。流動様式については気泡流から間欠流、間欠流から環状流への遷移条件に着目し、予測モデルを構築することに成功した。

  • 静粛超音速機用インテークのバズ発生限界の推定

    2017年  

     概要を見る

    現在JAXAで研究開発が進められている静粛超音速機用インテークバズ現象について、数値流体解析による現象解明を行った。インテークバズは低流量作動領域で発生する衝撃波の自励振動で、インテーク形状や主流条件、後方の圧力条件等、様々な要因によって特性が異なり、バズの発生条件やメカニズムに関する知見は十分ではない。本研究の結果、始動状態からバズに遷移する途中に微小振動を伴う剥離状態があることを見出した。また、機体とインテークを統合した数値解析をJAXAで実施した風洞実験と比較し、バズが発生する条件が一致し、インテーク単体の場合とは条件が異なることを確認した。

全件表示 >>

 

現在担当している科目 【 表示 / 非表示

全件表示 >>

 

委員歴 【 表示 / 非表示

  • 2019年05月
    -
     

    Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency  Member of Advisory Committee for Space Engineering

  • 2019年05月
    -
     

    宇宙航空研究開発機構 宇宙科学研究所 宇宙工学委員  宇宙工学委員

  • 2012年04月
    -
    2017年03月

    日本技術士会  技術士第二次試験試験委員

  • 2015年04月
    -
    2016年03月

    日本航空宇宙学会  論文賞選考委員会 委員長

  • 2014年04月
    -
    2016年03月

    日本学術振興会 特別研究員等審査会専門委員  特別研究員等審査会専門委員

全件表示 >>