TEZUKA, Asei

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Affiliation

Faculty of Science and Engineering, School of Fundamental Science and Engineering

Job title

Associate Professor

Concurrent Post 【 display / non-display

  • Faculty of Science and Engineering   Graduate School of Fundamental Science and Engineering

  • Affiliated organization   Global Education Center

Research Institute 【 display / non-display

  • 2020
    -
    2022

    理工学術院総合研究所   兼任研究員

Degree 【 display / non-display

  • The Uinversity of Tokyo   Ph.D.

Research Experience 【 display / non-display

  • 2010
    -
     

    Waseda University   Faculty of Science and Engineering

  • 2008
    -
     

    Waseda University   Faculty of Science and Engineering

  • 2007
    -
     

    The University of Tokyo   The Graduate School of Engineering

  • 2007
    -
     

    The University of Tokyo   The Graduate School of Engineering

  • 2003
    -
     

    The University of Tokyo   The Graduate School of Engineering

Professional Memberships 【 display / non-display

  •  
     
     

    The Japan Society of Fluid Mechanics

  •  
     
     

    The Visualization Society of Japan

  •  
     
     

    American Institute of Aeronautics and Astronautics

  •  
     
     

    The Japan Society of Mechanical Engineers

  •  
     
     

    The Japan Society for Aeronautical and Space Sciences

 

Research Areas 【 display / non-display

  • Fluid engineering

  • Aerospace engineering

Research Interests 【 display / non-display

  • Aerodynamics, Computational Fluid Dynamics, Flow Instability,Micro Air Vehicle, Flight Maangement

Papers 【 display / non-display

  • Study of Model to Estimate the Selectivity of Each Cruise Altitude Considering Jet Stream Using CARATS Open Data

    Masanori Tamura, Asei Tezuka

    Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences   66 ( 3 ) 69 - 74  2018.06  [Refereed]

  • Dynamic Stability Measurement of Mars Entry Capsule Using Magnetic Suspension Balance System

    TAKAHASHI Tomoya, SUGIURA Hiroki, WATANABE Reina, ANDO Ryu, MIYAZAKI Takeshi, TEZUKA Asei

    Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences   64 ( 6 ) 289 - 295  2016.12  [Refereed]

  • Influence of Upper Configuration on Aerodynamic Characteristics over Ishii Airfoil at Low Reynolds Numbers

    YOSHIDA Kakeru, KAWABE Masafumi, LEE Kitai, TEZUKA Asei

    Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences   63 ( 5 ) 217 - 224  2015.10  [Refereed]

  • Aerodynamic Characteristics of a Magnetically Supported Circular Cylinder in Axial Flow

    KONOMI Ryo, SUGIURA Hiroki, TEZUKA Asei

    Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences   63 ( 1 ) 20 - 27  2015.02  [Refereed]

  • Draft Concept of Space Transportation System Using a Maglev Vehicle around Low Earth Orbit

    Asei Tezuka

    TRANSACTIONS OF THE JSASS, SPACE TECHNOLOGY JAPAN   12   Pg_1 - Pg_6  2014.09  [Refereed]

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Research Projects 【 display / non-display

  • Development Study of High Mach Integrated Control of the Hypersonic Demonstration Vehicle Installing the Air-Breathing Engine, "HICICO"

    Project Year :

    2015.04
    -
    2018.03
     

     View Summary

    The research targets are to clear the mutual interference effects of aircraft / propulsion of a hypersonic transportation using an air-breathing engine and to carry out the integrated control demonstration experiment under Mach 4 condition at the RJTF facility using a subscale vehicle “HIMICO”. Each unit performance and integration performance of the aircraft and propulsion systems were acquired and its database was constructed. Based on the results, an experimental model with a total length of 1.5 m, experimental platform, fuel supply system and control measurement system were designed and manufactured. In addition, we summarized the future flight demonstration test of HIMICO using the sounding rocket by examing the orbit, outfitting, separation mechanism etc

  • Air Traffic Management

    Project Year :

    2014
    -
    2016
     

  • Elucidation on constant Strouhal number behind 2-D bluff bodies

    Project Year :

    2010.04
    -
    2013.03
     

     View Summary

    To identify the origin of Karman-vortex street behind 2-D bluff bodies, a new approach was established, which allows to alter the flow dominated by absolute instability from convective instability in subtle variation of the angle of attack of a small NACA0006 airfoil. This approach is based on the fact that the absolute instability is susceptible to the magnitude of separation near the trailing edge of airfoil. In the flow switched from convective to absolute instability at a certain angle of attack, velocity fluctuations abruptly growing with a selected frequency were observed at a certain location behind the airfoil. It could be concluded that the absolutely unstable region is located near this observed point

  • 気象による軌道予測の不確実性の研究

    Project Year :

    2012
    -
    2013
     

  • Research on Airfoil Stall Suppression Control by Use of a Smart-structure Device

     View Summary

    After the laminar boundary layer separates from the airfoil surface, the flow can reattach to the surface as a turbulent shear layer. This region between the laminar separation and the reattachment is called a laminar separation bubble. When the airfoil stalls, the laminar separation bubble burst occurs. The stall characteristics of the airfoil are strongly dependent upon the laminar separation bubble. It is also known that a low frequency oscillation is observed inside the laminar separation bubble near stallThe purpose of this research is to investigate the laminar separation bubble burst and to construct a method to suppress the airfoil stall. For this purpose, the following research items were investigated, firstly to extend the knowledge on an unsteady flow behavior of the laminar separation bubble, secondly to confirm the effect of burst suppression device on the airfoil, and finally to control the flow around the airfoil by use of a smart-structure device to control the airfoil stallThe conclusions of the present research are as follows.1) It was revealed the unsteady nature of the laminar separation bubble near stall.2) Burst suppression control plate was successfully applied for the airfoil to control the airfoil stall.3) Smart-structure device was also applied for the stall suppression. Some benefit was observed by use of this device.4) The behavior of the laminar separation bubble formed on a cambered plate wing, that has a different cross section compared with an ordinary airfoil, was also investigated

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Presentations 【 display / non-display

  • CARATS Open Dataの分析による台風接近時の飛行経路と出発・到着機数の調査

    手塚亜聖

    日本航空宇宙学会第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 

    Presentation date: 2018.07

  • ボルテックスリングステートと建物周りの流れ場を考慮したマルチコプタ型無人航空機の運用の研究

    尾内成美, 手塚亜聖

    日本機械学会関東学生会第57回学生員卒業研究発表講演会 

    Presentation date: 2018.03

  • 低Re数におけるNACA0012翼型の後縁層流剥離の再付着過程でみられる周波数変化の調査

    神谷拓, 塩月智博, 手塚亜聖

    日本機械学会関東学生会第57回学生員卒業研究発表講演会 

    Presentation date: 2018.03

  • 膨張波管で生成される超高速気流中の熱流束計測

    渡部竜平, 山田和彦, 嶋村耕平, 比護悠介, 藤原侑亮, 岡本誉史, 手塚亜聖

    平成29年度 衝撃波シンポジウム 

    Presentation date: 2018.03

  • CARATS Open Dataとひまわり衛星データを用いた羽田空港に霧が観測された時間帯の運航の分析

    手塚 亜聖

    平成29年度航空宇宙空力シンポジウム 

    Presentation date: 2018.01

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Specific Research 【 display / non-display

  • 翼面上に突起させたMEMS梯子形熱線プローブによるPA駆動流速の同時多点計測

    2015  

     View Summary

    翼面上に発達する境界層の速度分布を計測手法として、MEMS技術で微細な熱線プローブを多数製作し翼面上に突起させて多点同時計測を行うことを考案した。この計測手法の実現可能性を調べるため、MEMS熱線プローブを製作し、風速を計測することを目的とした。熱線部はコスト低減のため、従来のタングステン比べ安価なアルミを使用した。熱線の抵抗が一定となるように回路を組み定温度型熱線コントローラを作成し、吸い込み式風洞に入れて風速を変化させ校正実験を行った。しかし最良のものを用いた場合でも、校正曲線と測定値の差が最大24%と精度が高くない状況である。今後は、測定精度向上策の検討が課題となる。

  • プラズマアクチュエータのフィードバック駆動による流れのフィードバック機構の解明

    2014  

     View Summary

    能動的に流れを作るプラズマアクチュエータ(PA)をバースト周波数で駆動することで、空力特性が改善することは多く報告されているが、新たな可能性として、周波数を固定するのではなく流れにあわせた駆動を行う研究を進めている。PAの製作等の理由により誘起される流速分布は一様ではなく3次元的であることが指摘されている。空力特性が改善するメカニズムを明らかにする上で必要な、誘起される流れを調査する目的で、PA直後と翼型後縁において熱線流速計による非定常流速計測を行った。空力特性の改善効果が小さい周波数では3次元的な流速分布の傾向が見られた。流速分布のスパン方向の一様性が空力特性改善の鍵と考えられる。

  • 超小型航空機の境界層フィードバック制御による摩擦抵抗軽減の可能性

    2013  

     View Summary

    超小型飛行機(MAV)に相当する低レイノルズ数において、迎角のある厚翼の揚力係数は、ほぼゼロ、もしくは負となり、空力性能が悪化することが知られている。平行流の場合、層流剥離は不安定であり振動を生じるが、低レイノルズ数の厚翼では層流剥離が安定化して流れが振動せず後縁で再付着しないことが、空力性能悪化の原因と考えられている。プラズマアクチュエータによる人為的な擾乱により流れの再付着を促進できれば揚力係数の向上につながり、層流状態を長く保つことが可能であれば摩擦抵抗軽減が期待される。プラズマアクチュエータの一定のバースト周波数による駆動とは異なる新たな駆動方法を採用することで、バースト駆動では見られなかった新たな流れ場を作り出す可能性が考えられる。本研究では、熱線流速計による非定常流速計測で得られた変動流をトリガーとし、プラズマアクチュエータをフィードバック駆動を試みた。NACA0012翼型を用い、翼弦長と一様流速を代表長さとしたRe数が50000、迎角αが0.5°<=α<=2.5°の範囲にて、プラズマアクチュエータを、非駆動、バースト駆動、フィードバック駆動の3つの条件で揚力係数の比較を行った。0.5°<=α<=1.0°では、非駆動に比べてバースト駆動の方が揚力係数は大きくなるが、フィードバック駆動でも同程度の揚力係数となった。α =1.0°では、非駆動もバースト駆動も揚力係数は同程度であるが、フィードバック駆動では揚力係数は大きくなった。1.5<=α<=2.5°では、非駆動に比べてバースト駆動の方が揚力係数小さくなるが、フィードバック駆動では非駆動に比べて揚力係数は大きくなった。このように、上記の迎角範囲において、フィードバック駆動は、非駆動もしくはバースト駆動に比べ、揚力係数が向上した。後縁剥離流れの可視化を行ったところ、フィードバック駆動では,バースト駆動で観察された渦の下流への対流は確認されず、翼面に付着したまま流れているように見える可視化結果を得た。このような流れが形成されることにより、フィードバック駆動では揚力係数が向上したと考えられる。ただし、どのような流れ場が形成されているのか、といった物理現象の詳細を明らかにするためには、更なる状況の解明が必要である。もし層流に近い速度分布になっているのであれば、摩擦抵抗軽減効果が示唆される。今後は、デジタル一眼カメラを更新して、流れの可視化画像をより鮮明に捉えることで、流れの変化を解明していくとともに、新たな熱線流速計を用意して速度分布を計測することにより、摩擦抵抗軽減効果も明らかにしていく予定である。

  • プラズマアクチュエータによる後流速度変動の位相に対する層流剥離非定常安定性の解明

    2012  

     View Summary

    超小型飛行機(MAV)に相当する低レイノルズ数において、迎角のある厚翼の揚力係数は、ほぼゼロ、もしくは負となり、空力性能が悪化することが知られている。平行流の場合、層流剥離は不安定であり振動を生じるが、低レイノルズ数の厚翼では層流剥離が安定化して流れが振動せず後縁で再付着しないことが、空力性能悪化の原因と考えられている。プラズマアクチュエータを後流速度変動の位相に合わせて駆動することで、層流剥離の振動を促進し空力特性を向上させることが期待される。本研究では予備的実験として、プラズマアクチュエータを定常もしくは一定の周波数で駆動させ、設置位置と駆動周波数により揚力係数がどのように変化するかを調べることとした。プラズマアクチュエータを剥離点付近もしくは風上側に設置することで揚力係数は向上した。振動流の方が定常流に比べて改善効果が大きくなった。プラズマアクチュエータを剥離点直後とみられる位置に設置した場合、改善効果は風上側の設置よりも小さくなった。後縁周辺の非定常流速計測で得られたピークに近い周波数の振動流では、定常流よりも揚力が向上している。剥離点より風下側で渦が放出されている領域に設置した場合、揚力係数はほとんど変化しなかった。剥離点より風上側にプラズマアクチュエータを設置し振動流を駆動することで揚力係数が向上した理由として、渦が表面に沿って流れ、剥離が抑制されたと考えられる。一方、層流剥離が不安定化して渦が放出されている、剥離点より風下側に設置して振動流を駆動しても、揚力係数はほとんど変化しないことから、既に振動している流れの中に振動流を生成しても流れ場を変えることは難しいことが明らかとなった。剥離点直後とみられる位置の設置では揚力改善効果は小さいものの、後縁周辺の非定常流速計測で得られたピークに近い周波数では揚力係数は向上している。今後の展望として、この周波数付近にて位相などの駆動条件を変えることで、更に流れ場を変化させる可能性が考えられる。

  • 低レイノルズ数流れキャンバ翼面上における剥離泡の形成崩壊現象に関する数値的研究

    2008  

     View Summary

    超小型飛行機(MAV)は、低コストで機動性の高い観測・監視システムとして、地球や火星における利用が期待される。MAVの空力性能は、速度や機体サイズの違いにより大きく異なる。翼面における剥離泡の形成、崩壊現象の解明は空力性能予測の鍵になること考えられる。筆者はこれまでに、MAC法による流れの非定常計算を行い、実験と比較することで、妥当な結果が得ている(Tezuka, A., Sunada, Y., and Rinoie, K., J. Aircraft, 45 (2008), pp.2164-2167.)。本研究の目的は、新たに、宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部で開発されたUPACSを東大情報基盤センターHA8000クラスタシステムへ導入し、これまで行った実験・数値計算結果を比較することで、MAVの設計に適した計算手法を提示し、MAVの翼面上に形成される剥離泡の解明を進めることである。NACA0012翼型に対して、Spalart Allmarasの乱流モデルを使用したRANSの定常計算をレイノルズ数(Re)が6.5×10^4, 1.3×10^5の条件において行った。得られた揚力係数曲線は、低Re数にて迎角0度付近の揚力傾斜が小さくなるという先行研究の結果とは異なるものとなった。また、流れの剥離、再付着点や圧力係数分布なども、先行研究とは一致しなかった。低Re数流れであるMAVの数値計算においては、剥離泡の形成、崩壊現象を模擬する必要があるが、このような現象は、十分発達した乱流状態をモデル化した乱流モデルを用いて模擬することは難しいと考えられる。MAVの数値計算においては、計算コストが高い非定常計算を行うことが必要であると思われる。

 

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