柔構造大気突入システムの研究 1C12 ○山田和彦、秋田大輔、安部隆士（JAXA) 鈴木宏二郎、今村 宰（東京大学） 林光一（青山学院大学）

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1 柔構造大気突入システムの研究 1C12 ○山田和彦、秋田大輔、安部隆士（JAXA) 鈴木宏二郎、今村 宰（東京大学） 林光一（青山学院大学）
鈴木宏二郎、今村　宰（東京大学） 林光一（青山学院大学） ＠札幌コンベンションセンター

2 CONTENTS 研究背景 柔軟構造大気突入システムの利点 空力加熱の低減 実現のための要素研究 さまざまな応用ミッション まとめ
軟着陸の実現 モジュール化 実現のための要素研究 　　　空力特性の把握 　　　展開機構の開発 　　　柔軟材料の評価 さまざまな応用ミッション まとめ

3 研究背景 惑星探査へ 太陽系外へ 月基地へ 軌道上に宇宙開発の拠点 地球軌道ステーション?? 宇宙へ行ったすべてのものが
ロケットなどの技術が成熟し 軌道への輸送は確実に 宇宙へ行ったすべてのものが 確実に帰還できる方法を確保する 地球

4 柔軟構造大気突入システム 柔軟エアロシェルを用いた低弾道係数大気突入技術 フレア型柔軟エアロシェルに注目し研究を進める
帰還システムを革新させるひとつの候補として 柔軟エアロシェルを用いた低弾道係数大気突入技術 <特徴> １）空力加熱の低減 大気密度の薄い高高度での減速が可能になる ２）軟着陸の実現 着陸直前のパラシュート開傘や逆噴射が不要 ３）大気突入デバイスの共通化 フレア型柔軟エアロシェル エアロシェルをコンパクトに収納しモジュール化 フレア型柔軟エアロシェルに注目し研究を進める

5 空力加熱の低減効果 <計算条件> 弾道係数vs空力加熱（輻射平衡温度） 高度400㎞の低軌道から減速 抵抗係数は1.0
曲率半径は最大半径に等しい 淀み点熱流束はTauberの式より 輻射平衡温度 機体重量 650℃ 800℃ 1000℃ 1kg 2.0m 1.3m 0.8m 10kg 4.3m 2.6m 1.7m 100kg 8.7m 5.7m 3.7m 1000kg 18.7m 12.7m 7.4m 5000kg 31.2m 20.1m 13.5m 弾道係数が小さくなるに従って劇的に空力加熱が低減

6 軟着陸の実現 弾道係数 vs 終端速度 再突入時のエアロシェルは その大面積によって、そのまま 軟着陸のための減速装置とできる。
弾道係数　7kg/m2 以下 ↓ 終端速度　10m/s 以下 10m/s 以下 着陸直前のクリティカルな操作 　　＊パラシュートの展開 　　＊逆噴射 が必要なくなり安全性が向上する。 7kg/m2 以下

7 大気突入システムのモジュール化 コンパクトに収納できるという利点を生かして、 大気突入用エアロシェル部をモジュール化する。
　　　　　　　　　　　　大気突入用エアロシェル部をモジュール化する。 →あらゆる形状、サイズの輸送物資に対応する。 →エアロシェルの展開時に不具合があったら新しいものと交換する。

8 要素技術研究 高速気流中での空力特性の把握 無重量、真空環境でのエロシェルの展開技術の開発 柔軟材料の開発とその大気突入環境下での性能評価
減速性能 安定性 （空力加熱環境） 無重量、真空環境でのエロシェルの展開技術の開発 インフレータブル構造を利用した展開機構 　ガス注入機構の開発と実証試験 　（インフレータブル構造の強度試験） 柔軟材料の開発とその大気突入環境下での性能評価 （耐熱フィルム材料の開発） 　極超音速風洞を利用した柔軟材料の性能評価

9 空力特性の把握 広範囲な風洞試験と大気球を利用した実フライト試験を実施 抵抗係数 vs マッハ数 ＜風洞試験＞
低速～超音速までの広範囲にわたり 空力特性を取得、安定性を確認。 ＜フライト試験＞ 遷音速域までの領域で、安定性や 減速性能を自由飛行環境で検証 風洞模型 フライト機体

10 展開機構の開発 インフレータブル構造を利用した展開機構の試作と試験
インフレータブルトーラスチューブをフレア型エアロシェルの外枠として利用する。 1.25mサイズの模型を作り、真空槽内での 展開試験を実施。 市販のCO2ボンベを用いた 小型のガス注入機構を開発 インフレータブル チューブ 1.25m トーラスチューブ内に搭載可能 1本で37.7ℓ（1atm)を充填可能 カメラ＋魚眼レンズ

11 柔軟材料の開発 大気突入環境での適切な評価法の確立が必要 エアロシェルに使用する柔軟材料の選定は、システムの設計の鍵となる。
強度、耐熱性、気密性、重量、柔軟性など 柔軟材料（フィルム、繊維）の高温環境での性能の目覚ましい進歩 多くの高耐熱性フィルムや高強度高耐熱性繊維が 開発され、市販されて簡単に手にいれることができる。 大気突入環境での適切な評価法の確立が必要 高温、高速度、低密度、短時間 東京大学柏キャンパスに設置された極超音速風洞や燃焼風洞を 利用した評価法の確立を目指す

12 実用化への道のり 搭載機器 地上試験 空力特性 地上試験 フライト実証機 の開発 構造 地上試験 （展開、強度） フライト試験
（観測ロケット） 材料開発 地上試験 実際のミッションへ ミッション検討

13 応用システムの提案と検討 柔軟構造大気突入システムに関する技術の実用化されれば、 さまざまな応用が考えられる。 汎用型大気突入デバイス
再使用型宇宙輸送システムへの適用 極軽量再突入回収機 気球型高高度衛星 惑星エアロキャプチャ

14 再使用型宇宙輸送システム 垂直離着陸型再使用宇宙輸送機への応用 大気突入時の機体の表面温度を下げることで、機体底面の耐熱材料の
再使用性の向上や逆噴射燃料の節約に貢献する。ただし、膜面は使い捨てる。 （山田”膜面エアロシェルの超音速空力特性と低弾道係数型再突入体への応用に関する研究“）

15 極軽量再突入回収機 極軽量ペイロードの帰還に用いる。サイズや形状に依存することのない特性を
生かして1kg以下のペイロードに適用する。CanSatやCubeSatなどの小型衛星に 新たなオプションを提供する。 展開機構として 形状記憶合金を応用 極超音速風洞試験 石田”形状記憶合金製展開フレームを有する柔構造エアロシェルの極超音速空力特性に関する研究”）

16 気球型高高度衛星 内圧によって球状に膜状物体を展開させ、それを衛星として利用する。
軌道上で展開すれは、空気抵抗によって自動的に高度を下げることができる。 超高高度の高層大気の（上からの）連続的直接観測が可能になる。 気球型衛星の概略図（鈴木他”超低弾道係数衛星による軌道崩壊追跡実験”）

17 エアロキャプチャ 大気のある惑星へのエアロキャプチャに利用する。燃料噴射による軌道投入、
従来型の耐熱材料によるエアロキャプチャにくらべ、重量節約になるという試算。 ソーラーセイルなどの大型膜面構造物をそのまま利用するとことも検討 土星探査の例（中村”土星における低弾道係数エアロキャプチャ衛星の実現可能性”）

18 まとめ 柔軟構造エアロシェルによる低弾道係数大気突入システム 我々のグループは宇宙輸送システムに革新を起こす可能性のある について
各要素技術の研究（風洞、フライト試験、展開試験など）と並行して、 ミッションの提案や検討をすすめている。 本研究開発は 大学発のアイデアを大学が自ら（ISAS/JAXAの協力を得て）実証を進めている。