研究者業績

小川 博之

オガワ ヒロユキ  (Hiroyuki Ogawa)

基本情報

所属
国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 宇宙科学研究所 教授
学位
博士(工学)(1996年3月 名古屋大学)

連絡先
ogawa.hiroyukijaxa.jp
J-GLOBAL ID
200901051344540154
researchmap会員ID
1000253790

外部リンク

将来の科学衛星に向けた先進的熱制御システムの研究
 科学衛星プロジェクトの経験を基に,現状の課題と将来計画を分析し,将来の科学衛星に必要な先進的熱制御システムの研究開発をおこなっています.研究成果はX線天文衛星ひとみに搭載された熱制御システムにフィードバックされている他,次期科学衛星計画への適用が検討されている等,科学衛星の可能性を広げ,世界一流の成果を創出する活動に貢献しています.

科学衛星プロジェクトの熱制御
 日欧水星探査計画BepiColombo等のこれまで経験のない極限環境に晒される探査機や,X線大型望遠鏡衛星ひとみ等の熱流体デバイスを積極的に採用した挑戦的プロジェクトにおいては,従来の衛星開発手法やその延長線上では対応できず,これまで経験のない新しい衛星開発手法が求められます.極限環境に耐える新規材料開発や熱設計・解析手法の構築,試験設備整備や検証手法の開発など,新しい研究開発を熱流体力学の学術的知見をもって先導し,熱の観点でプロジェクトの成功に貢献しています.

熱流体力学の応用
 熱流体とその周辺の学術的知見を基に,さまざまな宇宙科学プロジェクト活動に貢献しています.再使用ロケットの研究では,エンジン流れや極低温タンク,外部流等熱流体にかかわる課題解決に貢献しています.衛星推進系ではヒドラジンスラスタ内部化学反応流の研究によりスラスタ解析技術の向上に貢献し,ロケット推進系では固体ロケット内部流解析手法を開発し,M-VロケットやSRB-Aの不具合原因究明に貢献しました.その他,ロケットの飛行安全やロケット排気プルームの電波干渉問題等に関わり,ロケット研究に貢献しています.また高速電磁流体中の衝撃波干渉の理論研究や電磁流体を利用した推進システムの研究をおこないました.


受賞

 1

論文

 91
  • Takeshi Yokouchi, Xinyu Chang, Kimihide Odagiri, Hiroyuki Ogawa, Hosei Nagano, Hiroki Nagai
    International Journal of Heat and Mass Transfer 231 2024年10月  
    This paper investigated the effect of filling pressure on the operating characteristics of a gravity-assisted cryogenic loop heat pipe(CLHP) for use in gravity environments such as terrestrial and lunar environments. The CLHP wick is made of sintered stainless-steel fibers with a pore radius of 1.56 μm and designed with a heat transport distance of 2.05 m. The experiments were conducted under gravity-assisted conditions (the condenser was placed 0.1 m higher than the evaporator). Notably, the filling pressure originated from the assumed vapor-liquid distribution in the CLHP under steady-state conditions. The filling pressure was varied from 2.9 MPa to 3.4 MPa in 0.1 MPa increments for six different conditions. Specifically, (1) 2.9 MPa and (2) 3.0 MPa are conditions where the heat leakage due to the vapor phase in the evaporator core is large, while (3) 3.1 MPa and (4) 3.2 MPa are conditions where there is no vapor phase in the evaporator core and the surplus vapor phase escapes to the CC. In general, this condition is considered to be the optimum amount of working fluid for room-temperature LHPs when designing. (5) 3.3 MPa and (6) 3.4 MPa are overfilling conditions that cause the CC to be filled with liquid. The results revealed that the higher the filling pressure, the more obvious the variation in operating temperature caused by the transition of drive modes. The maximum heat transfer capability reached 25 W in cases (1)-(4). In cases (5) and (6), the heat transfer capabilities increased to 30 W, although the operating temperature was higher. Furthermore, the hysteresis effect under different filling pressure conditions was newly confirmed. The power cycling experiments demonstrated that hysteresis in the operating temperature occurred at high heat loads and showed a similar trend to the room-temperature LHP.
  • Kimihide Odagiri, Xinyu Chang, Hiroki Nagai, Hiroyuki Ogawa
    Applied Thermal Engineering 123878-123878 2024年7月  
  • Xinyu Chang, Takeshi Yokouchi, Kimihide Odagiri, Hiroyuki Ogawa, Hosei Nagano, Hiroki Nagai
    International Journal of Heat and Mass Transfer 221 125037-125037 2024年4月  
  • Kimihide Odagiri, Xinyu Chang, Hiroki Nagai, Hiroyuki Ogawa
    Applied Thermal Engineering 121109-121109 2023年7月  
  • Hideyuki Fuke, Shun Okazaki, Akiko Kawachi, Manami Kondo, Hiroyuki Ogawa, Noboru Yamada
    Nuclear Instruments and Methods in Physics Research Section A: Accelerators, Spectrometers, Detectors and Associated Equipment 1049 168102-168102 2023年4月  

MISC

 380
  • 鎌田幸男, 川原康介, 坂井智彦, 水野貴秀, 峯杉賢治, 小川博之, 佐藤英一, 中野久松, 尼野理, 安達正樹, 村山直樹
    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM) 50th 2006年  
  • 小川博之, 野中聡, 成尾芳博, 稲谷芳文
    日本航空宇宙学会年会講演会講演集 37th 2006年  
  • 西田浩之, 小川博之, 船木一幸, 稲谷芳文
    流体力学講演会講演集 38th 2006年  
  • 吉澤良典, 藤田和央, 小川博之, 稲谷芳文
    流体力学講演会講演集 38th 2006年  
  • 西田浩之, 小川博之, 船木一幸, 稲谷芳文
    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM) 50th 2006年  
  • 吉澤良典, 藤田和央, 小川博之, 稲谷芳文
    数値流体力学シンポジウム講演論文集(CD-ROM) 20th 2006年  
  • 西田浩之, 小川博之, 船木一幸, 稲谷芳文
    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR- 5(05-014) 1-8 2006年  
    深宇宙探査に適した推進システムとして,太陽風のエネルギーを利用した推進システムがいくつか提案され研究されているが,これらの推進システムの多くについては推力の定量的な評価がなされておらず,発生メカニズムの理解が不十分である.本稿では,これら推進システムのうち最もシンプルなシステムである磁気セイルの推力特性について数値解析を行ない,推力発生メカニズムを明らかにした.この磁気セイルおよび磁気セイルと類似した新しい推進システムの研究状況を合わせて報告し,これら太陽風を利用した推進システムの将来展望を探る.
  • 早川基, 小川博之, 笠羽康正, 曽根理嗣, 高島健, 松岡彩子, 向井利典, 山川宏
    宇宙科学シンポジウム, 2006/12/21-22、相模原, 2006 2006年  査読有り
  • 鎌田幸男, 川原康介, 坂井智彦, 水野貴秀, 峯杉賢治, 小川博之, 佐藤英一, 山川宏, 早川基, 笠羽康正, 向井利典, 中野久松, 石丸元, 尼野理, 安達正樹, BepiColombo
    2006/12/21-22,相模原, 2006, 2006年  査読有り
  • 小嶋 秀典, 南 翼, 船木 一幸, 山川 宏, 藤田 和央, 小川 博之, 西田 浩之, 中山 宜典, Kojima Hidenori, Minami Tsubasa, Funaki Ikko, Yamakawa Hiroshi, Fujita Kazuhisa, Ogawa Hiroyuki, Nishida Hiroyuki, Nakayama Yoshinori
    宇宙航空研究開発機構特別資料 = JAXA Special Publication: 9th Spacecraft Charging Technology Conference (5) 709-714 2005年8月1日  
    資料番号: AA0049206080レポート番号: JAXA-SP-05-001E
  • 小松 敬治, 峯杉 賢治, 小川 博之
    宇宙科学シンポジウム 5 145-148 2005年1月6日  
  • 杉田 寛之, 小川 博之, 大西 晃
    宇宙科学シンポジウム 5 153-156 2005年1月6日  
  • 山川 宏, 船木 一幸, 小川 博之
    宇宙科学シンポジウム 5 495-498 2005年1月6日  
  • 小川 博之, 船木 一幸
    ISAS Research Note 791 1-91 2005年  
  • 小川博之
    平成16年度「サイレンと超音速飛行機実現のための実験 計算融合研究」「レーザー駆動管内加速装置 : 基礎物理の解明と実用展開」合同シンポジウム 2005年  
  • H. Nishida, H. Ogawa, I. Funaki, K. Fujita, H. Yamakawa, Y. Inatani
    41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit 2005年  査読有り
    A Magnetic Sail is a deep space propulsion system which captures the momentum of the solar wind by a large artificial magnetic field produced around a spacecraft. To verify the momentum transfer process from the solar wind to the spacecraft, we simulated the interaction between the solar wind and the artificial magnetic field of the Magnetic Sail using the magnetohydrodynamic model. The result showed the same plasma flow and magnetic field structure as those of the Earth. The change of the solar wind momentum results in a pressure distribution along the magnetopause, which is the boundary between the solar wind plasma and the magnetosphere. The pressure on the magnetopause is then transferred to the spacecraft through the Lorentz force between the induced current along the magnetopause and the current along the coil of the spacecraft. The simulation successfully demonstrated that the change of the momentum of the solar wind is transferred to the spacecraft via the Lorentz force. The drag coefficient (thrust coefficient) of the Magnetic Sail was estimated to be 5.0, and it became clear that the Magnetic Sail has weathercock stability. Copyright © 2005 by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. All rights reserved.
  • 西田浩之, 小川博之, 船木一幸, 稲谷芳文
    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM) 49th 2005年  
  • 永田靖典, 大津広敬, 小川博之, 船木一幸, 山川宏, 藤田和央
    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM) 49th 2005年  
  • 南翼, 船木一幸, 小嶋秀典, 山川宏, 中山宜典, 小川博之
    スペース・プラズマ研究会 2004 2005年  
  • 加藤裕之, 渡辺重哉, 橋本拓郎, 野中聡, 小川博之, 稲谷芳文
    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR- 4(04-041) 1-12 2005年  
    垂直離着陸型ロケットが降下時にエンジンを再着火して減速・軟着陸する場合、一様流とエンジンの逆噴射流との干渉が、空力特性に大きな影響を与える。これまでに行われた風洞試験による力計測では、計測された機体抗力係数C_dは、逆噴射時、推力の増加に伴い抗力は増加するものの、ある推力範囲においては、ジェット噴射なし(推力0 %)よりも、抵抗値が小さくなる場合があり、条件によっては、逆噴射によって降下速度が増す可能性があることが指摘されている。これらの現象については、逆噴射ジェットと一様流との干渉によって生じる流れ場が、推力の違いによって大きく変化することが予想されるが、その詳細については、未だ明らかとはなっていない。逆噴射ジェットの空間速度場計測に対して、PIV(Particle Image Velocimetry)を用いることで、従来のプローブを用いた点計測とは異なり、瞬時の空間速度場情報を得ることが可能なため、非定常性が強い速度場における高い有効性が期待される。そこで本研究では、この干渉流の空力特性に影響を与えるメカニズムを解明する目的で、PIVシステムによる空間速度分布の計測を試みた。その結果、逆噴射ジェットの形状やよどみ点位置に関する情報を得るとともに、平均及び瞬時速度分布並びに乱流強度に関するデータを取得した。これらの計測結果より、逆噴射ジェットと一様流との干渉による強い非定常性が観測され、さらに、ジェットの有無により、ノズル出口上流部の流れの変化だけでなく、模型後流部での剥離の状態が大きく変化することが明らかとなった。以上の結果より、PIV計測により、逆噴射時の場合、噴射なしの場合より抵抗が小さくなるという現象が生じる原因に関して、流れ場との対応関係が解明された。
  • Yamakawa H, Ogawa H, Sone Y, Hayakawa H, Kasaba Y, Takashima T, Mukai T, Tanaka T, Adachi M
    International Astronautical Federation - 56th International Astronautical Congress 2005 2 778-783 2005年  査読有り
  • THE 56TH INTERNATIONAL ASTRONAUTICAL CONGRESS IAC-05-D2.4.08 5216-5225 2005年  
  • M. Carter, A. Baryshev, M. Harman, B. Lazareff, J. Lamb, S. Navarro, D. John, A. L. Fontana, G. A. Ediss, C. Y. Tham, S. Withington, F. Tercero, R. Nesti, G. H. Tan, Y. Sekimoto, M. Matsunaga, H. Ogawa, S. Claude
    Proceedings of SPIE - The International Society for Optical Engineering 5489(PART 2) 1074-1084 2004年  査読有り
    The ALMA telescope will be an interferometer of 64 antennas, which will be situated in the Atacama desert in Chile. Each antenna will have receivers that cover the frequencies 30 GHz to 970 GHZ. This frequency range is divided into 10 frequency bands. All of these receiver bands are fitted on a cartridge and cooled, with bands 1 and 2 at 15K and the other 8 are SIS receivers at a temperature of 4K. Each band has a dual polarization receiver. The optics has been designed so that the maximum of the optics is cooled to minimize the noise temperature increase to the receivers. The design of the optics will be shown for each frequency bands. Test results with the method of testing on a near field amplitude and phase measurement system will be given for the first 4 frequency bands to be used, which are bands 3 (84-116 GHz), 6 (211-275GHz), 7 (275-375 GHz and 9 (600-702 GHz). These measurements will be compared with physical optics calculations.
  • Yoshifumi Inatani, Yoshihiro Naruo, Nobuaki Ishii, Hiroyuki Ogawa, Satoshi Nonaka, Hiroshi Yamakawa
    International Astronautical Federation - 55th International Astronautical Congress 2004 13 8502-8508 2004年  査読有り
    A fully reusable rocket vehicle is proposed to demonstrate good operability characteristics both on the ground and in flight. The proposed vehicle is to be used as a sounding rocket and has the capabilities of ballistic flight, returning to the launch site, and landing vertically making use of clustered liquid hydrogen rocket engines. Before initiating the development of this type of reusable rocket, a small test vehicle with a liquid hydrogen rocket engine was built and flight-tested. A demonstration of vertical landing and exercise of turnaround operation for repeated flights are the major objectives of the test vehicle. Three series of flight tests were performed in 1999, 2001 and 2003, and the flight test operation provided repeated flight environment and many lessons were learned valuable for designing the fully reusable rocket vehicle.
  • ASAHI R, FUNAKI I, FUJITA K, YAMAKAWA H, OGAWA H, NONAKA S, SAWAI S, NAKAYAMA Y, OTSU H
    Papers. American Institute of Aeronautics and Astronautics 2004年  
  • 西田浩之, 小川博之, 船木一幸, 藤田和央, 山川宏, 野中聡, 稲谷芳文
    流体力学講演会講演集 36th 2004年  
  • 野中聡, 大迫庸介, 西田浩之, 小川博之, 稲谷芳文
    日本流体力学会年会講演論文集 2004 170-171 2004年  
    For achieving a fully reusable rocket vertical as a future space transportation system, the conceptual designs of vehicle systems are presently being conducted in ISAS/JAXA. In this system design, aerodynamic design considerations are made on a vertical take-off and vertical landing vehicle. One of the considerable issues of a vertical lander is the effect of the interaction between a supersonic nozzle jet and a free-stream when the vehicle is decelerated by the main engine thrust in the landing phase. In order to investigate the influence of such counter-flow interaction in detail, wind tunnel tests were conducted in low speed wind tunnel in ISAS and ISTA/JAXA. The aerodynamic forces and pressure on the base surface were measured by using a scale model of the vehicle. The velocity distribution was measured by a particle image velocimetry (PIV) technique. The aerodynamic characteristics in the vertical landing phase are affected by not only the reduction of the base pressure but also the flow separation around the model side.
  • 藤田和央, 船木一幸, 小川博之, 山川宏
    日本流体力学会年会講演論文集 2004 612-613 2004年  
    A numerical analysis of the high-speed plasma flow and the electromagnetic field around a magnetic dipole was performed to investigate acceleration processes of the Magnetoplasma Sail (MPS). In an attempt to take into account deviations of the flow characteristics from the ideal magnetohydrodynamic (MHD) predictions, the particle-in-cell (PIC) model was used with a reduced dimension of the flow and the electromagnetic field. The induction current and the induced electromagnetic field around the magnetic dipole were computed, and the acceleration force acting on the magnetic dipole was roughly estimated. Important scaling parameters in an interaction between the rarefied high-speed plasma and the weak magnetic field are also discussed.
  • 西田浩之, 船木一幸, 藤田和央, 小川博之, 野中聡, 中山宜典, 大津広敬
    日本流体力学会年会講演論文集 2004 614-615 2004年  
    Magnetic sail and Magnetic plasma sail are propulsion systems that make use of the solar wind. These propulsion systems create a large magnetic field around a spacecraft and the magnetic field captures the energy of the solar wind. These propulsion systems are suited for deep space missions because it is estimated to achieve high thrust and efficiency. But there are some problems about these propulsion systems. The process of force transfering from the solar wind to the spacecraft is not understood in detail, thus the metods of estimating thrust vector and controlling thrust vector are not established. We simulated the interaction between the solar wind and the magnetic field of the spacecraft numerically, and verified the method of estimating thrust vector. Additionally we researched the methods of controlling thrust vector.
  • 向井利典, 早川基, 山川宏, 小川博之, 笠羽康正, 岡田達明
    日本惑星科学会秋季講演会予稿集 2004 108-108 2004年  
    「ベピ・コロンボ(BepiColombo)」は、日本(ISAS/JAXA)と欧州宇宙機関(ESA)との国際分担・協力により水星の磁場、磁気圏、内部、表層を初めて多角的・総合的に観測しようとするプロジェクトである。本計画はISAS/JAXAが主担当の磁気圏観測衛星(MMO)とESAが主担当の水星表面観測衛星(MPO)の2機の極周回衛星で構成される。現在、両衛星の搭載機器を評価・選定中である。本計画の科学目標やミッション概要、検討の現状について報告する。
  • 船木一幸, 藤田和央, 山川宏, 小川博之, 野中聡, 朝日龍介, 中山宜典
    宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP- JAXA-SP-03-001(03-001) 68-71 2004年  
    資料番号: AA0046978013レポート番号: JAXA-SP-03-001
  • Hiroyuki Ogawa
    34th AIAA Fluid dynamics conference and exhibit AIAA-2004-2538 2004年  
  • 鎌田 幸男, 川原 康介, 水野 貴秀, 小川 博之, 山川 宏, 早川 基, 向井 利典
    電子情報通信学会ソサイエティ大会講演論文集 2003(1) 71-71 2003年9月10日  
  • Hiroyuki Ogawa
    33rd International Conference on Environmental Systems, SAE-2003-01-2689 2003年7月  筆頭著者
  • 山田 哲哉, 小川 博之, 野中 聡, 稲谷 芳文, 中北 和之, 山崎 喬, Yamada Tetsuya, Ogawa Hiroyuki, Nonaka Satoshi, Inatani Yoshifumi, Nakakita Kazuyuki, Yamazaki Takashi
    The Institute of Space and Astronautical Science report. S.P. : Aerodynamics, Thermophysics, Thermal Protection, Flight System Analysis and Design of Asteroid Sample Return Capsule 17(17) 133-144 2003年3月  
    資料番号: SA0200020000
  • 小川 博之, 平木 講儒, 富沢 利夫
    宇宙科学研究所報告. 特集: M-V型ロケット(1号機から4号機まで) 47(47) 543-550 2003年3月  
    M-Vの打ち上げに際し,射点の周囲5箇所における音響計測(音圧レベル)を行っている.これまでに得られている結果を報告する.資料番号: SA0200152000
  • 山川 宏, 小川 博之, 藤田 和央
    宇宙科学シンポジウム 3 385-390 2003年1月9日  
  • 高橋 久里子, 横田 力男, 小川 博之
    宇宙科学シンポジウム 3 97-100 2003年1月9日  
  • FUNAKI I, ASAHI R, YAMAKAWA H, FUJITA K, OGAWA H, NONAKA S, SAWAI S, KUNINAKA H, OTSU H
    Papers. American Institute of Aeronautics and Astronautics 2003年  
  • 野中聡, 小川博之, 大迫庸介, 本郷素行, 稲谷芳文
    宇宙航行の力学シンポジウム 平成14年度 2003年  
  • 小川博之, 野中聡, 成尾芳博, 稲谷芳文
    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM) 47th 2003年  
  • 野中聡, 小川博之, 稲谷芳文
    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM) 47th 2003年  
  • 船木一幸, 山川宏, 藤田和央, 小川博之, 野中聡, 沢井秀次郎, 国中均, 大津広敬
    宇宙輸送シンポジウム 平成14年度 2003年  
  • 船木一幸, 山川宏, 小川博之, 藤田和央, 野中聡, 国中均, 大津広敬
    航空原動機・宇宙推進講演会講演集 43rd 2003年  
  • 朝日龍介, 船木一幸, 南翼, 山川宏, 藤田和央, 小川博之
    宇宙科学技術連合講演会講演集(CD-ROM) 47th 2003年  
  • OGAWA H.
    32nd International Conference on Environmental Systems (ICES), San Antonio, TX,USA, 2002. 2002年7月  査読有り筆頭著者
  • Ikkoh Funaki, Hiroyuki Ogawa, Teruo Kato, Takashi Abe, Kazuhisa Fujita, Satoshi Nonaka
    33rd Plasmadynamics and Lasers Conference 2002年  
    Some of solid rocket motor plumes are reported to cause a telecommunication black-out. To clarify the mechanism of this microwave-plume interaction, attenuations of the microwave signals were measured in three ground firing tests for Japanese solid rocket motors, M25, M14, and SRB-A. As a microwave diagnostics, multifrequency microwave technique was employed (S-band, 2.4 GHz, C-Band, 5.6 GHz, and X-Band, 8.4GHz), by which both the electron density and the electron collision frequency were simultaneously determined using theoretical attenuation by a plasma slab model as 3x1016 m-3 and 7x1010 Hz during the effective firing period of the motors. Although this successful determination of plume plasma properties indicated the cause of the telecommunication black-out is plasma, however, near the end of the firing, large attenuations and departure from the theoretical curve will imply another possible attenuation mechanism in addition to the plasma effect depending on the firing period. © 2002 by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. All rights reserved.
  • 山川宏, 藤田和央, 小川博之, 野中聡, 国中均, 船木一幸
    宇宙科学技術連合講演会講演集 46th(Pt.4) 2002年  
  • Hiroyuki Ogawa, Hiroshi Yamakawa, Ken Goto
    ESA-SP-521 109-115 2002年  筆頭著者
  • 小川博之, 小林康徳, 中野充彦, 大西晃, 太刀川純孝, 松藤幸男, 長島和宏
    宇宙航行の力学シンポジウム 平成13年度 2002年  

書籍等出版物

 1

講演・口頭発表等

 33

共同研究・競争的資金等の研究課題

 10

産業財産権

 6

学術貢献活動

 1

● 指導学生等の数

 6
  • 年度
    2018年度(FY2018)
    博士課程学生数
    1
  • 年度
    2019年度(FY2019)
    博士課程学生数
    2
    修士課程学生数
    1
    学術特別研究員数
    1
  • 年度
    2020年度(FY2020)
    博士課程学生数
    1
    修士課程学生数
    1
    学術特別研究員数
    1
  • 年度
    2018年度(FY2018)
    博士課程学生数
    1
  • 年度
    2019年度(FY2019)
    博士課程学生数
    2
    修士課程学生数
    1
    学術特別研究員数
    1
  • 年度
    2020年度(FY2020)
    博士課程学生数
    1
    修士課程学生数
    1
    学術特別研究員数
    1

● 専任大学名

 2
  • 専任大学名
    東京大学(University of Tokyo)
  • 専任大学名
    東京大学(University of Tokyo)

● 所属する所内委員会

 6
  • 所内委員会名
    研究所会議
  • 所内委員会名
    プログラム会議
  • 所内委員会名
    信頼性品質会議
  • 所内委員会名
    環境・安全管理統括委員会
  • 所内委員会名
    ISASニュース編集小委員会
  • 所内委員会名
    宇宙科学プログラム技術委員会