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Published byJemimah Horton Modified 約 5 年前
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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
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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
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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
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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。
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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)
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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
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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
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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
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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
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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
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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
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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
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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。
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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
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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
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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
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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
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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
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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。
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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。
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Full Flexible Deceleration System
Ballute & Aeroshell Airbag & Parachute Ballute Cell Tension Shell Type Aeroshell Capsule 突入時 着陸時 たt
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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
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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
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