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

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Scopus 論文情報  
総論文数: 255 総引用数: 4165 h-index: 34

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総合紹介 【 表示 ／ 非表示 】

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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

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学位 【 表示 ／ 非表示 】

  • 工学, 名古屋大学, 1993年09月

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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

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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

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論文 【 表示 ／ 非表示 】

  • Mushroom-cloud development and transport of radioactive materials and dust: A numerical study of the Nagasaki atomic bombing

    Nakajima K., Matsuo A.

    Progress in Earth and Planetary Science 13 （ 1 ）  2026年12月

    　概要を見る

    In this study, the blast-wave formation and mushroom-cloud development associated with the Nagasaki atomic bombing were numerically investigated to construct initial conditions for subsequent meteorological simulations of “black rain.” To evaluate the three-dimensional transport of hazardous materials within the cloud, two distinct material tracers were treated as passive scalars in an Eulerian framework and solved together with the compressible airflow: bomb-derived radioactive material, assumed to represent plutonium released from the bomb, and ground-derived dust, representing non-radioactive smoke and dust associated with urban fires and disturbed surface materials. The computation was carried out in three stages: a one-dimensional theoretical blast-wave calculation, a high-resolution three-dimensional simulation of the early blast-wave/fireball interaction, and a large-domain three-dimensional simulation of the subsequent mushroom-cloud rise. The numerical results showed that sufficient grid resolution is required in both the blast-wave and mushroom-cloud stages to reproduce the cloud-rise behavior accurately. In the blast-wave stage, coarse grids smeared the reflected-shock/fireball interaction and led to an underestimation of the later cloud-top height. The background atmospheric profile also affected the buoyant rise, and a dry adiabatic atmosphere showed better agreement with historical nuclear-test data than the International Standard Atmosphere. The three-dimensional blast-wave simulation clarified that the reflected shock wave deforms the fireball and induces a strong axial updraft, which provides the initial flow structure for the subsequent mushroom-cloud rise. The mushroom-cloud simulation reproduced the buoyant ascent of the hot fireball, the horizontal spreading of the cloud head, and the development of a vortex-ring structure. The potential-temperature perturbation field visualized the hot core and updraft, while the relative-humidity field indicated possible condensate-cloud formation in the upper part of the cloud. The two solid-phase components exhibited distinct transport behaviors depending on their initial locations. Ground-derived dust was entrained mainly through the central updraft, whereas bomb-derived radioactive material was preferentially incorporated into the vortex-ring region around the cloud head. These results provide the three-dimensional initial distribution of hazardous materials for meteorological simulations of black rain. (Figure presented.)

  • Symmetric, Square, Lattice Pattern Injector Design and Experimental Flow Characterization within a Detonation Engine

    Joseph V., Kasahara J., Matsuoka K., Itouyama N., Yasui M., Ide Y., Matsuo A., Funaki I., Higashino K.

    AIAA Science and Technology Forum and Exposition AIAA Scitech Forum 2026 2026年

    　概要を見る

    Flow inside a rotating detonation engine (RDE), which is studied for use in aircraft and rocket propulsion, is affected by the geometry of the injector component. Typically, RDEs are cylindrical in nature and have a circular injection pattern. However, although hollow RDEs are now being studied, the injector pattern has remained the fixed-radius, circular injector pattern. In order to understand the impact of uniform injection across the entire cross-sectional area of a combustor inlet, the current research sought to conceptualize, design, and test a bi-propellant RDE with a symmetric injector pattern, and elucidate detonation propagation. In this investigation, different injector patterns concepts were studied, and a symmetric, square, lattice pattern injector was designed and fitted to a square combustion chamber. Combustion tests were conducted with mass flowrates between 30-38 g/s, equivalence ratios between 1.0-1.6, and from back pressures of approximately 5 kPa. Experimental data revealed unidirectional detonation wave motion, reflected waves coexisting with the detonation wave under stable operation, non-uniform pressure near the combustor inlet, increased wave velocity compared to a previous hollow engine tested at Nagoya University, potentially improved reactant mixing in the chamber, and a 94° phase shift when decomposing the detonation wave motion into rectangular coordinates.

  • Operating Characteristics of Rotating Detonation Engine with Different Liquid Fuel for Next Sounding Rocket Space Flight

    Matsushita T., Sato T., Suzuki S., Matsuoka K., Itouyama N., Yasui M., Ide Y., Kasahara J., Kawasaki A., Nakata D., Eguchi H., Uchiumi M., Matsuo A., Funaki I.

    AIAA Science and Technology Forum and Exposition AIAA Scitech Forum 2026 2026年

    　概要を見る

    Liquid propellants are widely used in rocket engines, and investigating the operational characteristics of RDEs using liquid propellants is essential for their practical application. In this study, combustion experiments were conducted on a single-annular RDE using liquid propane and liquid nitrous oxide as propellants, and its operational characteristics were evaluated. As a result, successful operation in the detonation mode was achieved with an operating frequency of 15–16 kHz. However, a gradual decrease in the propane mass flow rate was observed during combustion. This behavior was attributed to the possible occurrence of vapor lock in the propane injector feed lines caused by heat generated during combustion. To examine this possibility, the injector feed line wall temperature was calculated using the heat conduction equation under the assumptions of a one-dimensional semi-infinite solid, a constant incoming heat flux, and single-phase liquid flow in the injector. The results showed that for an incoming heat flux of q=0.2 MW/m2, the wall temperature near the injector outlet exceeds the boiling temperature of propane, indicating the potential for bubble formation at the injector outlet.

  • Numerical Evaluation of the Thermal Response of HIMICO with a Cork-Sandwich TPS

    Kashiwakura K., Matsuo A., Shima E., Taguchi H., Takahashi H., Momose M.

    27th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference 2026年

    　概要を見る

    In this study, a three-dimensional conjugate heat transfer (CHT) analysis was conducted for the entire hypersonic experimental vehicle (HIMICO), including its internal thermal protection system (TPS), to evaluate the thermal response characteristics and thermal integrity of the vehicle under the wind tunnel test conditions at Ramjet Engine Test Facility in JAXA. The results indicated that, after 30 s of exposure to the high-temperature flow, the temperatures of certain regions of the Ti-6Al-4V structural components and the Cork insulation material exceeded their allowable operating limits, suggesting the potential for degradation of material strength and deterioration of thermal insulation performance. Comparison with wind tunnel test data showed good agreement in the surface temperature distributions at both the nose cone tip and the wing region, thereby demonstrating the validity of the present analysis approach. Furthermore, the results revealed that small geometric features, such as bolt holes, can significantly affect localized temperature rises and should therefore be considered in detailed thermal design evaluations.

  • Design Analyses and Demonstration Tests of High-Mach Integrated Control Experiment Aircraft (HIMICO)

    Taguchi H., Sato T., Tezuka A., Fujio C., Tsue M., Tsuchiya T., Nakaya S., Takizawa K., Matsuo A., Hirotani T., Takahashi H., Hongoh M., Koga M., Isono T.

    27th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference 2026年

    　概要を見る

    Design analyses were conducted on the hypersonic integrated control experimental aircraft (HIMICO) that flies at Mach 5. Aerodynamic performance of the aircraft was obtained by hypersonic wind tunnel experiments and CFD analyses. Structural feasibility in a high-temperature flight environment was confirmed by fluid-structure coupling simulation and structural analyses. The control law of hypersonic air intake was confirmed by hypersonic wind tunnel test. The control law of hydrogen ram combustor was confirmed by direct connect combustion experiments. The aerodynamic force measurements and flow field measurements for propulsion wind tunnel tests with Mach 5 flight simulating condition were prepared. Mechanical environment tests of onboard equipment were conducted simulating the onboard environment of sounding rocket.

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KOARA（リポジトリ）収録論文等 【 表示 ／ 非表示 】

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総説・解説等 【 表示 ／ 非表示 】

  • 超音速燃焼器の開発を支えるシミュレーション技術

    松尾 亜紀子

    日本燃焼学会誌 （日本燃焼学会）  67 （ 220 ） 71 - 76 2025年05月

    記事・総説・解説・論説等（学術雑誌）, 単著, 筆頭著者, 責任著者

  • 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

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研究発表 【 表示 ／ 非表示 】

  • Experimental Investigation of a Coupled Multi-Cylindrical Rotating Detonation Engine with Slit

    Nakama, A., Inamori, S., Itouyama, N., Matsuoka, K., Yasui, M., Kasahara, J., Matsuo, A., and Funaki, I.

    [国際会議]  10th EDITION OF THE 3AF INTERNATIONAL CONFERENCE ON SPACE PROPULSION （BARI, ITALY） , 

    2026年05月
    , 

    口頭発表（一般）

  • Numerical Analysis of Unsteady Behavior in a Detonation-Assisted Fuel Injection System Using a Cylindrical RDC

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

    [国際会議]  The 14ｔh International Workshop On Detonation For Propulsion (IWDP2026) （Yokohama, Japan） , 

    2026年05月
    , 

    口頭発表（一般）

  • Numerical Investigation of a Reflective Shuttling Detonation Combustor as a Parallel Fuel Injector for Supersonic Airflow

    Sato, H., Matsuo, A., and Shima, E.

    [国際会議]  The 14ｔh International Workshop On Detonation For Propulsion (IWDP2026) （Yokohama, Japan） , 

    2026年05月
    , 

    ポスター発表

  • Numerical Investigation of the Interaction Between Blast Wave and Structures in Large-Scale Explosions

    Nakajima, K., and Matsuo, A.

    [国際会議]  16th International Symposium on Hazards, Prevention and Mitigation of Industrial Explosions (ISHPMIE2026) （Kaohsiung, Taiwan） , 

    2026年04月
    , 

    口頭発表（一般）

  • Symmetric, Square, Lattice Pattern Injector Design and Experimental Flow Characterization within a Detonation Engine

    Joseph V., Kasahara J., Matsuoka K., Itouyama N., Yasui M., Ide Y., Matsuo A., Funaki I., Higashino K.

    [国際会議]  AIAA Scitech Forum 2026 （Orland, Florida, U.S.A.） , 

    2026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

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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

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受賞 【 表示 ／ 非表示 】

  • 2023年度日本燃焼学会論文賞

    川﨑央, 稲川 智也, 笠原次郎, 後藤 啓介, 松岡健, 松尾亜紀子, 船木一幸, 2023年11月, 日本燃焼学会, Critical condition of inner cylinder radius for sustaining rotating detonation waves in rotating detonation engine thruster

    受賞区分： 国内学会・会議・シンポジウム等の賞

  • 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

    　説明を見る

    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

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担当授業科目 【 表示 ／ 非表示 】

  • 航空宇宙工学

    2026年度

  • 開放環境科学課題研究

    2026年度

  • 流体力学の基礎

    2026年度

  • 総合デザイン工学修士研究１

    2026年度

  • 開放環境科学特別研究第２

    2026年度

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担当経験のある授業科目 【 表示 ／ 非表示 】

  • 宇宙推進工学

    慶應義塾

    2014年04月
    -
    2015年03月
    , 

    春学期, 講義

  • 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

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社会活動 【 表示 ／ 非表示 】

  • 世界と日本の宇宙開発について知り、 宇宙工学の一端を学ぼう

    株式会社ナガセ，東進ハイスクール, 東進ハイスクール　大学学部研究会 講義ダイジェスト2026年度版, 

    , 
    2026年07月

    　概要を見る

    東進ハイスクールで受講している高校生を対象に、大学での研究内容を紹介している冊子

  • 「宇宙開発の最新動向について」〜宇宙は「遠い世界」から「私たちの身近なビジネス」へ〜

    日本航空協会, 日本航空協会 第314回講演会 （航空会館 7階大ホール）

    , 
    2026年06月

  • 数学科、情報科学科卒業生が語る「変革を担う、女性であること」

    津田塾大学, 津田塾大学 理科創設80周年記念シンポジウム （津田塾大学）

    , 
    2024年10月

  • デトネーションエンジン開発状況とシミュレーション事例の紹介

    アドバンスソフト株式会社, 第3回 アドバンス・シミュレーション・セミナー 2024 （オンラインセミナー (Zoom））

    , 
    2024年06月

  • 津田塾スピリットを体現する卒業生たち。

    都市出版株式会社, 東京人 July 2024 No.481, 

    , 
    2024年06月

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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

  • 国際衝撃波学会, 

    2013年
    -
    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

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委員歴 【 表示 ／ 非表示 】

  • 2026年07月
    -
    2028年06月

    科学技術会議 委員, 神奈川県

  • 2026年06月
    -
    2028年05月

    産業構造審議会 製造産業分科会 宇宙産業小委員会 委員, 経済産業省

  • 2026年04月
    -
    2030年03月

    評議員, 三菱ガス化学記念財団

  • 2026年04月
    -
    2028年03月

    複合原子力科学研究所運営委員会委員、共同利用運営委員会委員, 京都大学

  • 2026年04月
    -
    2028年03月

    ⼤学外部評価委員, 学校法人芝浦工業大学

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