展開型柔軟構造飛翔体による 火星大気圏内飛行型探査機の概念検討

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1 展開型柔軟構造飛翔体による 火星大気圏内飛行型探査機の概念検討
～柔軟エアロシェル大気突入機とパラフォイル型探査機～ 安部隆士（JAXA/ISAS） ○山田和彦（JAXA/ISAS） 平木講儒（九州工業大学） 東野伸一郎（九州大学）

2 CONTENTS 研究背景 探査機システム概要 システムの成立性検討 ＊前提条件 ＊柔軟構造エアロシェルの大気突入機について
　　＊前提条件 　　＊柔軟構造エアロシェルの大気突入機について 　大気突入軌道推算 　エアロシェルのサイジング 　重量見積 　　＊パラフォイル型探査機について 　　　　重量見積 　　　　密閉型パラフォイル機の提案 今後の課題とまとめ 大気突入機→観測ロケット実験にむけて パラフォイル→気球実験での実証にむけて

3 BACKGROUND MELOS（火星複合探査計画）において， さまざまな探査機が提案されている． 航空機による上空からの広範囲の探査
＊オービター（軌道上から） ＊ローバー（地表から） ＊無着陸サンプルリターン ＊ＦＳランダー など 航空機による上空からの広範囲の探査 地表画像の撮影 磁場計測 それを実現するひとつの候補として，パラフォイル型の柔軟翼機を提案する．

4 柔軟型火星探査航空機の提案 回収システムへの応用にむけて検討が進んでいるパラフォイル．スポーツとして一般的なパラモータ機
再突入回収システム用に，現在開発が進んでいるインフレータブルトーラスを有する柔軟エアロシェル大気突入機 柔軟エアロシェル大気突入機と パラフォイル型航空機を組み合わせた 小型軽量な飛行型火星探査機を検討する

5 探査機システム概要

6 本研究の目的 検討の前提条件 柔軟エアロシェル大気突入機＋パラフォイル型航空機によって，
火星楕円軌道に投入された母船からの分離，軌道離脱，大気圏突入，惑星大気内の巡航飛行までを総重量30kgで実現できるかどうかを検討する． 検討の前提条件 ＜パーキング軌道＞ ＜探査機重量内訳（総重量30kg）＞ 大気突入機重量15kg パラフォイル機重量15kg ＜大気モデル＞ 火星大気モデル：MARS-1974 ＜目標（巡航高度＆巡航距離）＞ ＜初期条件＞ 高度10kmを100km巡航飛行する 遠火点で45m/s減速

7 柔軟エアロシェル大気突入機

8 柔軟エアロシェル大気突入機のサイジング 柔軟エアロシェルの直径をパラメータとしてパーキング軌道からの火星大気圏突入軌道計算を実施
加速度環境，空力加熱などを推定し，適切なエアロシェルのサイズを見積もる

9 軌道計算結果 １ ＜突入機機体諸元＞ 速度vs高度プロファイル 機体重量：30kg 抵抗係数：1.0 エアロシェル直径：0.5m～3.0m
重量定数：3.71m/s2 頭部曲率半径：0.25m 速度vs高度プロファイル エアロシェルのサイズを大きくすると 高高度で減速する． 直径0.5mでは，地表でも500m/s． 直径3.0mでは，高度50kmで減速を開始する． パラフォイル機の放出＆展開のために 高度10km以上で十分に減速する（亜音速まで）には，エアロシェルの直径は1.0mより大きい必要がある．

10 軌道計算結果 ２ 淀み点熱流束履歴 加速度履歴 エアロシェルを大きくすると熱流束が大幅に小さくなる．淀み点，フレア部の輻射平衡温度をそれぞれ，1000℃，650℃以下にするためには，エアロシェルは2.0m以上必要． エアロシェル2.0mのときに，最大Gは8Ｇ． 空力荷重は約900N. トーラスチューブ直径20cm，内圧10kPaで構造強度的には成立する．

11 柔軟エアロシェル大気突入機の重量配分とまとめ
＜エアロシェルサイズ＞ 200cm カプセル直径0.5m エアロシェルの直径2.0m チューブ直径0.2m 20cm ＜重量配分＞ 柔軟エアロシェル大気突入機合計：15kg エアロシェルフレア部：0.5kg（面密度0.2kg/m2） インフレータブルトーラス：4.0kg（面密度1.0kg/m2） 淀み点TPS：3.0kg（金属TPS） 軌道離脱用固体モータ：2.0kg（DASH DFM） その他：5.0kg（構造，熱制御，姿勢制御，展開システム） 既存の材料では厳しい． インフレータブル部の空力加熱環境の把握とその部分の材料開発が実現にむけて一番の鍵技術 ＜空力加熱環境＞ 淀み点部最大空力加熱 100kW/m2 輻射（片面）平衡温度 910℃ フレア部最大空力加熱 60kW/m2 輻射（両面）平衡温度 600℃ トーラス部最大空力加熱 60kW/m2 輻射（片面）平衡温度 770℃

12 パラフォイル機

13 パラフォイル機の重量推算条件 ＜前提条件＞ パラフォイル機総重量：15kg 巡航高度：10km（大気密度0.005kg/m3)
＜必要諸元＞ パラフォイル（傘体） 　　単位翼面積あたりの重量＝0.2kg/m2　 モータ 　　単位重量あたりの出力パワー＝3.24kW/kg バッテリー 　　単位重量あたりの容量＝150Wh/kg モータ効率＝0.8 プロペラ効率＝0.5 プロペラ重量＝0.5kg 　（直径1mの2枚羽の折りたたみ型のプロペラを想定） 巡航状態

14 重量推算結果（揚抗比３） 揚抗比３（揚力係数0.4，抗力係数0.133）に固定し，
パラフォイルの翼面積をパラメータにして各部の重量を推算した結果 バッテリー重量は翼面積によらず一定 パラフォイル重量は翼面積に比例 モータ重量は，翼面積に対して単調減少 →最小重量が存在 翼面積4m2程度で重量が最小になり， 合計約11.2kg ペイロード，構造，電気系などで3.8kg 既存の技術でも成立する解は存在する．

15 重量推算（揚抗比の影響） 揚抗比の向上がパラフォイル機の成立性を大きく向上させる． 翼面積vs主要部品の合計重量
揚抗比３→６で，余剰重量が2倍以上になる 揚抗比６→９は，余剰重量にインパクトはない． （揚抗比を３，６，９とした場合） 揚抗比 （揚力係数0.4で一定） 3 6 翼面積 10m2 動圧 13.9 Pa 13.9Pa 巡航速度 74.6 m/s 74.6m/s 必要パワー 1383W 690W パラフォイル重量 2.0kg モータ重量 0.9kg 0.5kg バッテリー重量 8.6kg 4.3kg プロペラ重量 その他の重量 3.0kg 7.7kg 余剰重量 揚抗比の向上がパラフォイル機の成立性を大きく向上させる．

16 パラフォイル機の揚抗比向上策 密閉型パラフォイルの採用 従来のラムエアー型パラフォイルは，空気取込口が主要な抗力発生源となっている．
空気取込口をなくして，内部ガスで強制的に展開させるパラフォイル（密閉型パラフォイル）の採用し，抗力を減らして揚抗比を向上させることを提案する． ＜利点＞ ＊揚抗比の向上 ＊耐突風性の向上（内圧が高く保てる） ＊火星は大気密度が小さいため，必要ガス重量が少ない 　　（柔軟エアロシェル用のガスとの共通化も可能） ＜課題＞ ＊展開時の挙動が不明．展開手法の確立が必要 ＊正確な空力特性が不明 密閉型パラフォイルの試作機

17 まとめと今後の課題 ＜実現のための鍵技術＞
火星探査における大気突入柔軟エアロシェル＋パラフォイル型探査機の成立性を確認し，実現のための重点課題の抽出を行った． ＜実現のための鍵技術＞ 大気突入用柔軟エアロシェル　 　　→インフレータブル部の空力加熱環境の把握と耐熱性向上 極超音速風洞などを利用して，耐熱試験を実施． 観測ロケットによる大気圏突入実証試験にむけて開発中． パラフォイル機 　　→揚抗比向上のために密閉型パラフォイル機の採用 　　→展開挙動と空力特性の把握 小型模型による試作と試験（風洞試験，投下試験）を実施． 小型の気球を用いた高高度からの投下試験での実証にむけて準備を進める． 慣性航法＋画像情報による位置情報の航法システムの開発。 低密度環境でのプロペラ性能の把握とその向上。 通信システムの詳細検討。