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MACFT2005資料
GOAL
1.準軌道(観測)ロケットの回収システム
2.軌道からの輸送カプセル
3.惑星探査衛星
4.再使用宇宙輸送システム
5.中高層大気浮遊システム
6.気球の回収システム、ターゲッティングシステム
2005/01/26
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Candidate
A.柔構造以外の他の手段
vs
B.柔構造減速装置
1.Tension-shell Type
2.Umbrella Type
3.Bonelet Type
4.Ballute
5.parachute
6.kite
7.Ribbon
8.Rotation
2005/01/26
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Flow Chart
GOALを決める
柔構造システムを選択する。
従来のシステムと比較検討する。
メリットがあるか?
どうすればメリットが現れるか?
現実味があるか
ある
実証する
2005/01/26
なし
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Flow Chart
GOALを決める
観測ロケット回収システム
軌道からの回収システム
柔構造システムを選択する。
Tension Shell Type
従来のシステムと比較検討する。
アブレータ & パラシュート
メリットがあるか?
どうすればメリットが現れるか?
空力加熱の低減
減速&軟着陸を1つのシステムで
現実味があるか
既存の材料でいける
展開機構には改善する余地がある
実証する
地上、大気球 & 観測ロケット
実験にて実証する。
2005/01/26
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膜面柔構造による低弾道係数型
大気突入システムの飛行性能実証
○ 山田和彦 (東京大学)
鈴木宏二郎(東京大学)
安部隆士 (ISAS/JAXA)
2005/01/26
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CONTENTS
 研究背景
 柔構造エアロシェルについて
 プロジェクトスケジュール
 観測ロケット実験の位置付け
 実験計画
 期待される成果
 まとめ
2005/01/26
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BACKGROUND
大気突入システムの新概念を提案、実証、実用化する。
従来型システム
1500度以上の高温環境に
耐える
空力的に不安定な
遷音速領域を一気
に通過
パラシュートを展開し、
軟着陸のための減速
2005/01/26
提案するシステム
大気突入前にエアロシェ
ルを展開し、空力加熱を
避ける
遷音速でも安定飛行
低弾道係数を利して、
そのまま緩降下&軟着陸
高温環境にさらされない →安全
大気圏突入前に展開完了 →信頼性上昇
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FLEXIBLE DECELERATION SYSTEM
円錐形状の
薄膜エアロシェル
機器を収納する
カプセル
大気圏突入前に展開
展開機構を
有する剛体外枠
大面積のエアロシェルに
よってそのまま緩降下&軟着陸
2005/01/26
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PROJECT SCHEDULE
2000~
風洞試験や数値解析
基礎特性の把握
 数値シミュレーション技術の構築
 システムとしての可能性の調査、検討

基本特性の把握
2002~
大気球を用いたフライト試験
機体製作
&飛翔実証
2006~
実環境飛翔実証
200X
2005/01/26
PhaseⅠ
1.5mの柔構造機体の製作、試験
 展開機構の実証(地上and飛行中)
 遷音速までの飛行実証

PhaseⅡ
観測ロケットを用いた飛翔試験
極超音速飛行実証
 高空力加熱環境下での飛行

実際のミッションへ
PhaseⅢ
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PHASE Ⅰ
基本特性の把握
基礎特性の把握(支配的なパラメータの抽出など)
 数値シミュレーション技術の構築
 システムとしての可能性の調査、検討

風洞試験での流れ場の
シュリーレン可視化写真
2005/01/26
膜モデルとCFDによる
数値解析結果
柔構造体を再使用宇宙輸送システムに
応用した例
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PHASE Ⅱ
機体製作&飛行実証
2003 第一次気球実験
 実スケール機体開発&製作
 地上でのエアロシェル展開試験
 高高度環境での搭載機器動作実証
2004 第二次気球実験
 遷音速~低速での安定飛行の実証
 遷音速~低速での空力特性の取得
2006 第三次気球実験(予定)
 飛行中のエアロシェルの展開実証
 大型エアロシェルによる緩降下&回収
 飛行制御実証
2005/01/26
2003
2004
2005
システム再検討
&地上試験
PHASE Ⅲの準備
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PHASE Ⅲ
実環境飛行試験
2006 or 2007 観測ロケット実験
 極超音速での柔構造飛翔体の減速性能評価
 柔構造材料の耐熱性能評価
→観測機器の回収システムの実証
2008~
軌道からの突入実験
→惑星探査衛星減速システムの実証
→軌道からの帰還モジュールの実証
2005/01/26
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TEST SEQUENCE
分離フェイズ2:
2段モータと供試体を分離
上昇フェイズ:
2段モータにて
さらに上昇
展開フェイズ:
ある程度動圧が大きくなった
時点でエアロシェルを展開
加速フェイズ:
最高点から自由落下で加速
分離フェイズ1:
フェアリングを開頭して、
供試体、2段モータ分離
突入フェイズ:
空気力を受け減速する。
膜面の変形形状などを観察。
供試体
打ち上げフェイズ:
供試体はエアロシェルを
折りたたんでフェアリング内に収納
2005/01/26
回収フェイズ:
十分な減速得て、できれば飛行制
御を行い回収地点へ着水(陸)する。
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FLIGHT MODEL
S310ロケットを使用することを想定
 高度150kmに50kg、φ228×500ペイロードを運べる
200cm
20cm
合計
本体15kg
2005/01/26
 供試体重量
(カプセル
(エアロシェル
 2段モータ分離機構
 2段モータ
(推進剤
 姿勢制御装置
 マージン
15kg
13.5kg)
1.5kg)
5kg
22kg
18kg)
5kg
3kg
50kg
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FLIGHT PATH
高度&速度プロファイル
500
軌道緒元
2000
最高速度1850m/s
1600
最高高度270km
300
1200
終端速度8m/s
200
飛行時間
2300sec
100
0
0
500
1000
1500
T im e (se c)
2005/01/26
800
400
2000
0
2500
V e lo city (m /s)
A ltitu d e (km )
400
最大高度
270km
最大速度
1850m/s
最大減速度
9G
最大マッハ数
6.7
最大動圧
0.4kPa
空力加熱
25kW/m2
輻射平行温度
580degC
飛行時間
2300sec
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MEMSUREMENT
最低条件




エアロシェルの画像(魚眼レンズ)
GPSによる位置履歴
機軸方向加速度
膜面、淀み点の温度履歴
できれば




2005/01/26
姿勢センサ、(角速度&地磁気)
淀み点圧力、背面圧力(高度測定)
膜面振動センサ
ロケット搭載カメラ
観測機器の小型化
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Engineering Challenge
 外枠の展開機構の開発→いろいろな可能性を検討

機械的な展開方法
先端的な材料を利用したカーペンターテープヒンジ

インフレータブルな展開方法
内部にアブレータ材料を塗布することで展開
地上試験や気球実験にて実証
 耐熱膜材料の検討と応用



高分子材料(ZYLON)
炭素系材料(Carbon Fiber or Membrane)
その他
地上試験にて耐熱性、耐反応性を試験
2005/01/26
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Application
観測ロケット実験で実証したシステムは
そのまま観測機器の回収システムとして実用できる。
他の応用としては
 低軌道からの帰還モジュールの減速&緩降下装置
 惑星探査衛星の軌道変更用or突入用減速装置
 再使用型宇宙輸送システムの減速装置
2005/01/26
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CONCLUSIONS
柔構造エアロシェルを用いた
新しい大気突入システムの開発、実証をめざす。
展開機構や膜材料の選定を行い、2006年に予定されている
第3次気球実験で展開機構などを実証する。
気球実験に向けて検討、実証された展開機構を用いて、
観測ロケットにより極超音速&高空力加熱環境下での飛行
実証を行いたい
→観測機器の確実かつ軽量な回収システムの構築
→惑星探査や帰還モジュールの開発にむけたステップとしたい。
2005/01/26
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Flow Chart
GOALを決める
柔構造システムを選択する。
従来のシステムと比較検討する。
観測ロケット回収システム
軌道からの回収システム
Tension Shell Type
アブレータ & パラシュート
空力加熱の低減
減速&軟着陸を1つのシステムで
メリットがあるか?
どうすればメリットが現れるか?
システムとして本当にメリットがあるのか?
現実味があるか
実証する
2005/01/26
既存の材料でいける
展開機構には改善する余地がある
開発の可能性は?
地上、大気球 & 観測ロケット
実験にて実証する。
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Full Flexible Deceleration System
Tension Shell Type
Aeroshell
Capsule
Ballute Cell
突入時
Ballute & Aeroshell
着陸時
Airbag & Parachute
2005/01/26
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PROJECT SCHDULE
1st Phase
 基本特性の把握
風洞試験による基礎特性の把握
 数値シミュレーション技術の構築
 システムとしての可能性の調査、検討

2005/01/26
2nd Phase
 機体製作&飛行実証
1.5mの柔構造機体の製作、試験
 展開機構の実証(地上and飛行中)
 気球を利用した自由フライト試験

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PROJECT SCHDULE
3rd Phase
Actual Mission
実環境飛行試験
観測ロケットや軌道からの大気圏突入
 極超音速飛行実証
 高空力加熱環境下での飛行

実際のミッションへ利用
回収カプセルへ
 惑星探査衛星へ
 そして、次世代の宇宙輸送系へ

再使用型宇宙輸送システムへの適用例
2005/01/26

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