大気球シンポジウム

2006/01/23

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展開型柔構造体を用いた展開型柔構造体を用いた回収システム実証試験の提案回収システム実証試験の提案

○ 山田和彦、廣谷智成、安部隆士　（ ISAS/JAXA ）石田智樹、古川宗孝　（東大院）

鈴木宏二郎　（東大新領域）桜井晃　（九大工）

大気球シンポジウム相模原

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CONTENTSCONTENTS

　研究背景、目的　試験概要

供試体実験シークエンスフライト予測

　フライト試験にむけて開発状況複合型展開外枠

エアロシェルの空力特性搭載機器

　まとめ

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BACKGROUNDBACKGROUND

従来型システム

提案するシステム

パラシュートを展開し、減速して軟着陸

大気突入前に大面積のエアロシェルを展開し、空力加熱を避ける

低弾道係数を利して、そのまま緩降下＆軟着陸　　　（＋海上浮揚）

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

シンプルかつ安全なカプセル型の大気突入、回収システムの開発

APPLLO の時代から採用されているMUSES-C, USERS などでも実用

アブレータや高温材料で 1500℃ 以上にもなる高温環境に

耐える

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FORIGNE STUDYFORIGNE STUDY

IRDT,IRDT2 (ESA)

2000 年頃からフライト試験を実施、ロケット等の不具合で目立った成果は出ず。

IRVE (NASA)

今年度、フライト試験を計画

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BACKGROUNDBACKGROUND柔構造再突入回収システムの研究開発経過

2000 ～ 　風洞試験や数値解析による基礎研究　　　基礎データの取得、数値解析手法の確立

2002 　大気球を利用したフライト試験の提案　　　遷音速～低速領域における柔構造機体の飛翔性能実証

2003/09 　大気球による第一次柔構造機体の飛翔性能試験　　　搭載機器の動作実証、エアロシェルの開発

2004/08 　大気球による第二次柔構造機体の飛翔性能試験　　　フライトに成功

　　

2005 ～ 　データ解析、開発課題の洗い出し

→ 次のステップへ向けた技術的課題の克服に向けて

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BACKGROUNDBACKGROUND

高度 200km に達する　　　弾道軌道からの再突入

Dimameter

Equilibriumtemperature(degC)

Splashdownvelocity(m/s)

0 1 2 3 4 50

200

400

600

800

1000

1200

1400

1600

0

10

20

30

40

50

60

70

80

Equilibrium temperatureSplashdown velocity

膜面のサイズが空力加熱終端速度に与える影響

金属 TPS の限界

安全な着水速度

機体重量　 50kgカプセル直径 20cm抵抗係数 1.2淀み点曲率半径 14cm

エアロシェルのさらなる大型化が必須課題

エアロシェルの大型化

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OBJECTIVESOBJECTIVES

高真空無重量状態で確実に展開するエアロシェルの確立 大型エアロシェルを有するカプセル型飛行体の飛行性能 柔構造エアロシェルによって軟着水して、海上にて機体を確実に回収する技術

これらのことを実証するため、大気球を利用したフライト試験の提案を行う。

エアロシェルの大型化、そして回収システムとして実用化するために克服すべき技術的課題

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FLIGHT TEST FLIGHT TEST OUTLINEOUTLINE

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FLIGHT MODELFLIGHT MODEL

カプセル

最大直径　： 2.5m総重量 ： 25kg終端速度　： 10m/s程度

インフレータブルトーラスと金属枠で構成されるハイブリットタイプの展開構造インフレータブル部はフロートとしても機能する。

外 　枠

エアロシェル

250cm

最大直径 250cm程度の錐台形状高耐熱性、高強度であり、将来の再突入機での使用の有力な候補であり前回試験でも使用した ZYLON織物で作成

直径 30cmセンサなど機器類をすべて搭載画像データなどを記録するため、一部が気密もしくは水密構造。

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TEST SEQUENCETEST SEQUENCE

放 球

展 開

直径 30cm、高さ 1m程度のフェアリング内にカプセルとエアロシェルが折りたたまれて収納されている。

切り離し

気球が最高高度に達したところでフェアリングを開放し実験機を切り離す

実験機

上 昇

切り離しと同時にエアロシェルが展開される。

展開の様子をゴンドラに搭載されたカメラで撮影し、テレメで送信する

自由飛行

予測マッハ数 0.28予測動圧 0.04kPa

飛行中、フライトデータはテレメトリで送信し、映像はカプセル内に記録

海上浮揚インフレータブル部の浮力で海上に浮揚する回収用の発信機を搭載

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FLIGHT FLIGHT TRAJECTORYTRAJECTORY

Time (sec)

Altitude(km)

Velocity(km/s)

0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 18000

5

10

15

20

25

30

35

40

45

50

0

0.01

0.02

0.03

0.04

0.05

0.06

0.07

0.08

0.09

0.1

AltitudeVelocity

高度 35km 、機体重量 25kg 、最大直径 250cm 、抵抗係数 1.3 （風洞試験より）

Time (sec)

DynamicPressure(kPa)

Mach

Number

0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 18000

0.01

0.02

0.03

0.04

0.05

0.06

0.07

0.08

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

0.4

Dynamic PressureMach Number

最大マッハ数 0.28

動圧 0.04飛行時間 1800sec

最高速度 85m/s

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SENSORSSENSORS

CCD カメラ＋魚眼レンズ →　背面CCD カメラ（膜面ズーム） →　背面横CCD カメラ（下） →　前面画像レコーダ（複数レコーダ？分割器？）

画像取得系

位置姿勢系(9ch)

GPS３軸加速度、３軸角速度３軸地磁気

圧力計（高高度での精度）気温計（ゴンドラに搭載）

空力環境系

ヘルスモニタ(5ch)

内部温度計ベッセル内圧計膜面振動センサ（インフレータブル圧）

テレメトリは１波（データのみ）画像はレコードし回収後解析ゴンドラ側からの画像をテレメ( 気球の HK と合わせて計３波）

基本的に前回の実験で実績のあるものを使用する。

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LAYOUTLAYOUT

電源

リレー

スイッチ

加速度計角速度計

内圧計

地磁気計

CCD カメラGPS

アンテナ

画像レコーダ画像

レコーダ

PCMエンコーダ

ミキサー

ON/OFFモニタ

温度計

気圧計

送信機

GPS 回路ブイ

温度計画像

レコーダ画像レコーダ

CCD カメラCCD カメラ魚眼レンズ

CCD カメラ

圧力容器

機体後部

機体前部

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Progress of Progress of DevelopmentDevelopment

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FRAMEFRAME

カーペンターテープヒンジモデル

ねじりバネヒンジモデル

フィルム

剛体枠とインフレータブル枠の複合型展開外枠を開発中

小型 CO2ボンベ

RIGID

ZYLON

カプセルへ

INFLATABLE

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AEROSHELL AEROSHELL 想定したフライト機体のスケールモデルを作成し、遷音速風洞でエアロシェルの挙動を観察した。

風洞模型（７％スケールモデル）

マッハ数 0.3 での抵抗係数は約 1.3 で、迎角に対する依存性はほとんどない

マッハ数 0.3 、シュリーレン可視化ビデオ

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SENSORSSENSORS機器の選定、手配は完了。センサごとの動作試験を進めている。

加速度センサ

角速度センサ

地磁気センサ

GPS CCD カメラ

画像レコーダ内圧計

ピエゾフィルム

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CONCLUSIONSCONCLUSIONS

2004 年 8月に行った柔構造機体の飛翔性能試験の結果をうけて、

柔構造再突入回収システムの実用化に向けて、次のステップへ進むための大気球を用いたフライト実証試験の提案を行った。

現在、 2006 年夏期に実験を行うことを目指し準備を進めているところである。

実験の目的、サクセスクライテリアは１．高真空、無重量状態でエアロシェルが展開すること２．大型エアロシェルを有するカプセル型機体が安定にかつ安全に飛行すること３．着水後、機体が海上に浮揚し、無事回収されること

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OPTIONOPTION実験終了後のゴンドラをパラフォイルにより誘導制御の実験機として利用することも可能である。

陸に近いところで工学ゴンドラの切り離し

自律制御により滑空しピンポイントでランディング

任意の高度でパラフォイルを展開、誘導制御試験

パイロットシュートによる高速落下

フライト試験