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

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

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？ たｔ 現実味があるか なし ある 実証する

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 たｔ 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。

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） ○ 山田和彦 （東京大学） 鈴木宏二郎（東京大学） 安部隆士 （ISAS/JAXA)

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

BACKGROUND 耐える 避ける 大気突入システムの新概念を提案、実証、実用化する。 提案するシステム 従来型システム 大気突入前にエアロシェルを展開し、空力加熱を 避ける 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 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 パラシュートを展開し、 軟着陸のための減速 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

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

PROJECT SCHEDULE 2000~ 基本特性の把握 PhaseⅠ 2002~ 機体製作 ＆飛翔実証 PhaseⅡ 2006~ 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 PhaseⅠ 2002~ 大気球を用いたフライト試験 機体製作 　　　＆飛翔実証 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） 遷音速までの飛行実証 PhaseⅡ 2006~ 観測ロケットを用いた飛翔試験 実環境飛翔実証 極超音速飛行実証 高空力加熱環境下での飛行 PhaseⅢ 実際のミッションへ 200X

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 柔構造体を再使用宇宙輸送システムに応用した例 風洞試験での流れ場の シュリーレン可視化写真 膜モデルとCFDによる数値解析結果

PHASE Ⅱ 機体製作＆飛行実証 2003 第一次気球実験 200４ 第二次気球実験 2005 システム再検討 ＆地上試験 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 2003 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 2005 　システム再検討 ＆地上試験 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 PHASE　Ⅲの準備

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

TEST SEQUENCE 供試体 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 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。 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 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 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。

FLIGHT MODEL S310ロケットを使用することを想定 200cm 高度150kmに50kg、φ228×500ペイロードを運べる

FLIGHT PATH 高度＆速度プロファイル 軌道緒元 最大高度 最高速度1850m/s 最大速度 最大減速度 最高高度270km 最大マッハ数 6.7 最大動圧 0.4kPa 終端速度8m/s 空力加熱 25kW/m2 飛行時間 2300sec 輻射平行温度 580degC 飛行時間 2300sec

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 観測機器の小型化 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

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

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

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。

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 アブレータ & パラシュート 従来のシステムと比較検討する。 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？ たｔ 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 開発の可能性は？ 実証する 地上、大気球 & 観測ロケット 実験にて実証する。

Full Flexible Deceleration System Ballute & Aeroshell Airbag & Parachute Ballute Cell Tension Shell Type Aeroshell Capsule 突入時 着陸時 たｔ

PROJECT SCHDULE 1st Phase 2nd Phase 基本特性の把握 機体製作＆飛行実証 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 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

PROJECT SCHDULE 3rd Phase Actual Mission 実環境飛行試験 実際のミッションへ利用 回収カプセルへ 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 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