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研究内容
本研究室で取り組んでいる研究内容です．
Research themes in the Sakurai Laboratory are-
Gas Turbine Combustor
Combustion and Detonation
Aerospace Propulsion
ハイブリッドロケット Hybrid rocket propulsion
ハイブリッドロケット Hybrid rocket propulsion
酸化剤流旋回型ハイブリッドロケット用LOX気化ノズル
LOX vaporization nozzle for SOFT Hybrid rocket engine
酸化剤流旋回型ハイブリッドロケット用LOX気化ノズル
LOX vaporization nozzle for SOFT Hybrid rocket engine
酸化剤流旋回方式は酸化剤に旋回を与えることによりハイブリッドロケットエンジンの難点に挙げられる低い燃料後退速度と燃焼効率の両方を同時に改善することの出来る燃焼方式です．この燃焼方式の次の研究課題は，旋回の十分な効果を得るために液体酸化剤をエンジン内へ噴射する前に気化させることです．本研究では液体酸素（LOX）を気化するために液体ロケットエンジンでも使われる再生冷却方式のノズルを研究しています．
Typical hybrid rocket engines suffer from low fuel regression rate and combustion efficiency. To overcome these problems, the swirling-oxidizer-flow-type (SOFT) hybrid rocket engine was proposed. To attain the benefit of the oxidizer swirling flow, the gaseous oxidizer is more preferable than the liquid one. Recent research topic in this engine is the development of LOX vaporization nozzle, in which the regeneratively-cooling method is used and the liquid oxidizer is vaporized by the heat exchange in the cooling passages in the nozzle.
参考資料 / Reference
・Mizukoshi, T., Takei, T., Sakurai, T.: Design and Experiment of a LOX Vaporization Nozzle for an A-SOFT Hybrid Rocket Engine, 30th ISTS, 2017-o-5-16, 2017.
研究補助 / Support
・JAXA/ISAS Hybrid rocket research WG
低融点燃料を用いる旋回流端面燃焼型ハイブリッドロケットエンジン
Swirling-injection End-Burning Hybrid rocket engine using low-melting temperature fuels
単孔型（シングルポート）の燃料グレインを使用するハイブリッドロケットエンジンでは，一般にグレインの燃焼面積が変化し推力を最良値のまま維持することが困難という課題があります．そこで燃焼面積を一定に保ち推力を維持出来るよう円柱型の燃料グレインを使用する端面燃焼型エンジンの研究を行っています．本研究では高い燃料後退速度を得るために酸化剤旋回流と低融点燃料の２つの工夫を組み合わせています．現在は燃料後退速度の特性や液体酸化剤の適用方法について研究を行っています．
In a hybrid rocket engine using a single-port fuel grain, the specific impulse (Isp) generally varies with time owing to the variation of the burned grain surface. An end-burning type engine using a cylindrical fuel grain has the possibility to maintain the ISP because of the constant burning surface. In this study, to attain both constant ISP and high regression rate (~5 mm/s), the swirling oxidizer injection method and low-melting temperature fuels such as paraffine WAX are applied to the end-burning type engine. The fuel regression characteristics and the applicability of liquid oxidizers are studied.
参考資料 / Reference
・Oishi, T., Tamari, M., and Sakurai, T., 2023, "Experimental Investigation of a Swirling-Oxidizer-Flow-Type Hybrid Rocket Engine Using Low-Melting-Point Thermoplastic Fuel and Oxygen," Aerospace, 10(8), 713.
・Sakurai, T., Oishige, Y., Saito, K.: Fuel Regression Behavior of Swirling-Injection End-Burning Hybrid Rocket Engine, Journal of Fluid Science and Technology, 14 (3) : Pages JFST0025, 2019.
・斎藤和幸，松田彩夏，櫻井毅司：低融点燃料を用いた旋回流端面燃焼型ハイブリッドロケットエンジンの燃焼挙動，第62回宇宙科学技術連合講演会，JSASS-2018-4306，1N06，2018.
研究補助 / Support
・JSPS Kakenhi JP16K06889(科研費基盤C)
・JAXA/ISAS Hybrid rocket research WG
水素燃焼 Hydrogen combustion for gas turbine
水素燃焼 Hydrogen combustion for gas turbine
CO2の排出を低減する一つの方法として，水素燃料をガスタービンに用いることが考えられています．水素は多くの炭化水素燃料に比べて燃焼速度が速く，可燃限界も広いなどの特徴を持つため，既存の燃焼器にそのまま使用することが出来ません．本研究では逆火を生じずに火炎を安定に保炎し，かつドライ低NOxを実現できる水素燃料ガスタービン燃焼器の研究開発に取り組んでいます．
浮き上がり火炎やマイクロ拡散火炎などの特性に着目した水素の低NOx燃焼について基礎実験を進めています．（この研究は，JKA研究補助事業（競輪）の補助を受けて実施しました．JKA研究成果報告書）
In gas turbines for power generation, hydrogen is considered one of the methods to decrease CO2 emission. The hydrogen premixed flame has a wider flammability limit and higher burning velocity than typical hydrocarbon fuels, which results in the flashback or the change of flame shape and position. Thus, conventional combustors cannot be used for hydrogen fuel. In this study, the combustion method for hydrogen is developed to realize stable flame holding without flashback and dry low NOx.
参考資料 / Reference
・Sakurai, T., Ichieda, K., Hanya, K, and Yuasa, S., 2024, "Effect of hydrogen injection hole diameter on the burning condition of a lifted flame in a hydrogen burner", Int. J. of Gas Turbine, Propulsion and Power Systems, 15(4), 50-58.
・櫻井毅司，湯浅三郎：水素ガスタービン用モデルバーナの燃焼特性，第47回日本ガスタービン学会定期講演会，B-9，2019.
・野﨑光一，湯浅三郎，青木夏音，櫻井毅司：水素噴流火炎の浮き上がりに及ぼすバーナ形状の影響，第55回燃焼シンポジウム，A123，pp.14-15, 2017.
研究補助 / Support
2022 JKA研究補助事業（競輪）
圧力増大燃焼 Pressure gain combustion for gas turbine
圧力増大燃焼 Pressure gain combustion for gas turbine
p-V diagram of
pressure-gain combustion cycle
Time histories of pulse combustor
ガスタービンは航空エンジンや発電用に利用されています．CO2を削減する上で，ガスタービンの熱効率を高めることは重要です．ガスタービンはブレイトンサイクルに基づく熱機関で，その熱効率には圧縮機による圧縮とタービンに流入する燃焼温度が大きく影響します．
Gas turbines are used in aircraft engines and power generation. In order to reduce CO2 emissions, it is important to increase the thermal efficiency of gas turbines. Gas turbines are heat engines based on the Brayton cycle, and their thermal efficiency is greatly affected by the compressor compression and the temperature of the combustion gas flowing into the turbine.
参考資料 / Reference
・Sakurai, T., Sekiguchi, T., and Inoue, S., 2022, "Evaluation of Pressure Gain and Turbine Inlet Conditions in a Pulse Combustion Gas Turbine," In Turbo Expo: Power for Land, Sea, and Air (Vol. 86007, p. V03BT04A053). Proceedings of the ASME Turbo Expo 2022.
研究補助 / Support
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