MACFT3 Review Meeting CONTENTS MACFTの紹介 　　研究背景、歴史、三陸実験 MACFTⅢの進捗状況報告.

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1 MACFT3 Review Meeting CONTENTS MACFTの紹介 　　研究背景、歴史、三陸実験 MACFTⅢの進捗状況報告

2 BACKGROUND 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 従来型システム 提案するシステム 耐える 避ける
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 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 パラシュートを展開し、減速して軟着陸 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 APPLLO の時代から採用されている MUSES-C, USERS などでも実用

3 IMPACT of AEROSHELL 空力加熱の低減 終端速度の低減 高度200kmに達する 膜面のサイズが空力加熱 弾道軌道からの再突入
　　　弾道軌道からの再突入 膜面のサイズが空力加熱 終端速度に与える影響 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 金属TPSの限界 エアロシェルを取り付けて 弾道係数を小さくすることで 　空力加熱の低減 　終端速度の低減 安全な着陸速度

4 HISTORY and SCHEDULE 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
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 2006 　展開機構の開発、フライト試験に向けた準備 2007 / 05　大気球による柔構造回収システムの実証試験（MACFTⅢ） →2008 観測ロケットなどを利用した飛翔試験（MACFTX）

5 PRELIMINALY STUDY Wind tunnel Test Numerical Simulation 低速風洞試験 遷音速風洞試験
　低速風洞試験 　遷音速風洞試験 　超音速風洞試験 （極超音速風洞試験） Numerical Simulation 　多粒子系膜モデル 　CFD (熱解析） (有限要素法）

6 FIRST BALLOON TEST OBJECTIVE
　膜展開カプセル型飛行体について実機サイズ（1mサイズ）の機体を製作し、バルーンからの落下飛行実験を行うことで以下の点を実証する。 ☆実機サイズ（1mサイズ）の展開膜構造の製造、収納、展開（ただし地上試験） ☆展開した柔軟構造体（膜＋外枠）が実飛行環境に耐え、さらに安定に飛行すること ★遷音速～中低速領域での柔構造を有する飛行体の空力データの取得と膜面エアロシェルの挙動（変形や振動）の確認 Separation Ascending Free Flight Mach number : 0.9 Dynamic pressure : 0.84kPa Launching

7 BALLOON TEST PLAN 飛行試験は宇宙研三陸大気球観測所で、気球からの自由落下によるものとする。
データはテレメで送り、緩降下・回収はしない。 １）地上で膜を展開。展開完了およびその状態で固定されたかを地上で確認 ２）展開したままゴンドラにとりつける（風防の中に設置） ３）放球 ４）高度40km以上でドロップ ５）落下飛行開始 ６）飛行中、膜のカメラ画像（360度）、G履歴、位置姿勢履歴、空力データ（圧力）などを取得し、テレメで送る。 ７）回収はなし 機体サイズなど ＊総重量69kg （膜面エアロシェル重量3kg） ＊膜展開時の直径1.35m（膜面収納時は50cm） ＊外枠の展開機構はカーペンターテープヒンジを応用し独自に開発したものを試験する。 ＊膜の素材にはZYLON繊維を使用（繊維素材は縫製など加工がしやすい、一箇所破断しても全体が壊れないなどの特徴があり、高分子膜素材より有利と思われる。）

8 FIRST BALLOON TEST 2002/12～ 2003/09/01 三陸大気球観測所から放球 計画、立案
機体製作（機体、電気系など） 各種試験（風洞試験、展開試験、 　　　　　動作試験、荷重試験など） 2003/09/01 三陸大気球観測所から放球 残念ながらゴンドラから機体を切離すことができずにフライトは実現しなかった。 しかし、システムの動作は確認でき、課題も明らかになりそれらは2号機の開発に多いに役立った。

9 SECOND BALLOON TEST 2003/09～ 一次実験のデータ解析 切離し方法の検討 機体の製作
2003/09～　一次実験のデータ解析 切離し方法の検討 機体の製作 ゴンドラとのインターフェース確認 低温低圧環境試験 展開試験 荷重試験 重心、モーメント測定 など 2004/08/28　三陸大気球観測所よりB100-10号機で放球　フライトに成功!! 　　　柔構造飛翔体の遷音速～低速における安定飛行を実証 　　　風洞試験で予測された減速性能を発揮

10 SECOND BALLOON TEST 実際の映像で雰囲気を味わってください 若月監督作 第1部 0:00~ タイトル
0:00~ タイトル 1:30~ 本郷切離し 6:10~ D棟作業 7:30~ 折りたたみ 8:40~ 展開試験１ 10:50~ 吊り下げ 13:30~ 魚眼レンズ 14:30~ 恒温槽試験 17:50~ 展開方法検討 21:40~ 展開試験２ 22:40~ 荷重試験 23:30~ GPS試験 27:20~ 重心 30:00~ モーメント 31:55~ 荷出し 35:00~ 三陸へ 39:30~ SBC到着 41:10~ 宿へ 42:25~ 2日目SBC 44:00~ ゴム気球 第２部 0:00~ 三陸切離し 3:00~ 動作試験 4:20~ 受信室 6:15~ 宿へ 7:13~ SBC作業 12:10~ 電車 12:30~ SBC作業 19:15~ ボス登場 19:47~ GPS試験 20:33~ 休憩 21:00~ 作業再開 23:10~ お守り 25:30~ 最終噛み合わせ 26:30~ 放球台 28:24~ 放球当日 38:10~ 放球 42:00~ 切離 第３部 0:00~ エンディング

11 FLIGHT TRAJECTORY 機体の落下軌道 B100-10号気球の飛翔航跡

12 RESULTS 柔構造エアロシェルを有する機体の遷音速～低速における安定飛行を実証 風洞試験で予測された減速性能を発揮すること確認できた。
膜面エアロシェルの挙動を把握 フライト履歴vs数値予測 減速性能（フライトvs風洞）

13 NEXT STEP 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 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。

14 FLIGHT MODEL 外 枠 エアロシェル カプセル 最大直径 ：2.5m 総重量 ：25kg 終端速度 ：10m/s程度
外 　枠 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 エアロシェル インフレータブル部はフロートとしても機能する。 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 250cm カプセル 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。 最大直径　：2.5m 総重量 ：25kg 終端速度　：10m/s程度

15 FLIGHT SEQUENCE 切り離し 展 開 上 昇 自由飛行 放 球 海上浮揚 実験機
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 展 開 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 上 昇 自由飛行 予測マッハ数 0.28 予測動圧 kPa 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 放 球 実験機 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 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。

16 FLIGHT TRAJECTORY 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） 最高速度85m/s
最大マッハ数0.28 飛行時間1800sec 動圧0.04

17 SENSOR 基本的に前回の実験で実績のあるものを使用する。 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
画像取得系 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？） 位置姿勢系 (9ch) GPS ３軸加速度、３軸角速度 ３軸地磁気 空力環境系 圧力計（高高度での精度） 気温計（ゴンドラに搭載） 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） 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） ヘルスモニタ (5ch)

18 SYSTEM LAYOUT 機体後部 圧力容器 機体前部 CCDカメラ CCDカメラ CCDカメラ 魚眼レンズ GPS アンテナ 地磁気計
気圧計 ON/OFFモニタ 内圧計 テレメトリ システム ブイ GPS回路 加速度計 角速度計 画像 レコーダ 画像 レコーダ 圧力容器 画像 レコーダ 温度計 電圧 画像 レコーダ 温度計 リレー 送信機 スイッチ CCDカメラ 電源 機体前部

19 PROGRESS 地上系（山田） QL完成 遷音速風洞試験（古川）終了→流体力学講演会で発表 HK（山田）
センサ（山田） 　加速度、角速度、磁気センサ系は完成、動作確認済み 地上系（山田） QL完成 画像系（秋田） カプセル（山田）圧力容器は納品された。 膜面（山田） 1.2mの試作を作ってみた カーペンターテープ剛体外枠（石田） ネジリバネ剛体外枠（山田） インフレータブル外枠（古川） 気球グループで開発を進めているパラフォイル回収システム実験と共通化

20 ROCKET TEST ④上昇中に姿勢制御系により迎角０度の姿勢に安定させる ⑤最高高度付近で、姿勢制御系とともに、
実験機 ⑤最高高度付近で、姿勢制御系とともに、 エアロシェルカバーを分離しエアロシェルの展開を開始する。 姿勢制御 モジュール ⑥剛体部の展開機構の復元力と インフレータブル部の膨張力により徐々に エアロシェルを展開させる。 ②～③ ロケット燃焼終了後 フェアリング開頭。 実験部分離 ⑥動圧が大きくなるにつれて、 空気力をうけエアロシェルの 形状が安定する。 ①打ち上げ時エアロシェルは コンパクトに収納される。 カプセル本体 ⑦高度50～70km付近で 　　最大動圧　　　　 0.26kPa 　　最大マッハ数　　4.0 　　最大空力加熱 8.4kW/m2 　　(輻射平衡温度で約400℃）を経験する エアロシェル エアロシェルカバー ⑧～⑨ 最高点到達後1700秒後に 終端速度１０m/sで着水し、 海上に浮遊した後、回収 姿勢制御モジュール ロケットとの分離系