2017/12/07

平成29年度 宇宙航行の力学シンポジウム

展開型柔軟エアロシェルを利用した超小型惑星プローブに関する研究

山田和彦（JAXA / ISAS）鈴木宏二郎（東大新領域）秋田大輔（東工大）今村宰（日大）永田靖典（岡山大）高橋裕介（北大）MAAC-WG

2017/12/07

平成29年度 宇宙航行の力学シンポジウム

CONTENTS＜今年度の活動報告＞

超小型衛星EGGの運用（1月～5月） EGGの成果 EGGの先へ

SPUR（超小型惑星探査）構想の立案BEAK（次期実証衛星）の提案それらを実現するための研究活動

①インフレータブル構造体の耐熱性向上に関する研究②柔軟エアロシェルの大型化、構造強度に関する研究③柔軟材料の耐宇宙環境性能評価④超小型衛星用スラスタ⑤SMAを使ったエアロシェルの展開手法の確立

柔軟シェル技術のスピンオフ観測ロケット実験データ回収システム火星ペネトレータ

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平成29年度 宇宙航行の力学シンポジウム

超小型衛星EGGに関する報告

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平成29年度 宇宙航行の力学シンポジウム

“EGG” ～re-Entry satellite with Gossamer aeroshell and GPS/Iridium: 3Uの超⼩型衛星で、ISSの「きぼう」からJSSODにより低軌道に放出される。

<超小型衛星EGGの目的>低軌道上で、将来の展開型柔軟エアロシェルを有する大気圏突入機の技術実証試験に必要な技術を実証すること。プリカーサ実験としての位置づけ

1) 柔軟エアロシェルの展開実証2) イリジウム衛星網を利用したテレコマシス

テムによる衛星運用の実証3) 民生品GPSによる、空力減速による軌道

崩壊の様子の観察------以下はエクストラ------------

4) 柔軟エアロシェルを有する飛翔体の希薄気体中での挙動や空力特性の測定

5) 大気圏突入中の空力加熱環境の測定

低軌道上での新規技術の実証機会としてJSSODからの超⼩型衛星の放出機会が、有⽤であることを実証する。

超小型衛星EGGの目的

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平成29年度 宇宙航行の力学シンポジウム

超小型衛星EGGの運用（2017年１月～５月）

Date Events

Sep, 2014 EGGがISSからの放出衛星として採択.

Aug, 2015 ゴム気球による実フライト通信試験 (B-EGG).

Jan. 2016 ~ FMの確認（振動試験、熱真空試験等）.

Nov. 7-9, 2016 JSSODへのインテグレーションと引き渡し

Dec. 9, 2016 EGGを搭載したHTV6号機の打ち上げ

Dec. 13, 2016 HTV６号機のISSへの到着

Jan. 16, 2017 JSSODにより、EGGが低軌道への放出、ミッション開始

Jan. 17, 2017 イリジウムを介しての最初の通信成功

Feb. 11, 2017 エアロシェル展開シークエンス実施

May 15, 2017 大気圏へ突入、焼失

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平成29年度 宇宙航行の力学シンポジウム

超小型衛星EGGの成果 低軌道上の展開型柔軟エアロシェルの挙動の取得 イリジウムSBDを使ったテレメトリコマンドシステムの低軌道上実証 省電力小型民生品GPS(Firefly)による軌道同定 空気力による軌道崩壊過程と大気圏突入環境の実測 リチウムポリマー２次電池、太陽電池、充放電ICによる冗長な電源システム 超小型ファラデーカップセンサによる希薄気体中での対気姿勢の観測 など。

＜画像による軌道上エアロシェルの形状の同定＞ ＜インフレータブル構造体の健全性＞（インフレータブル内圧履歴）

２日間、気密を維持（地上試験と同性能）

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超小型衛星EGGの成果 低軌道上の展開型柔軟エアロシェルの挙動の取得 イリジウムSBDを使ったテレメトリコマンドシステムの低軌道上実証 省電力小型民生品GPS(Firefly)による軌道同定 空気力による軌道崩壊過程と大気圏突入環境の実測 リチウムポリマー２次電池、太陽電池、充放電ICによる冗長な電源システム 超小型ファラデーカップセンサによる希薄気体中での対気姿勢の観測 など。

＜イリジウムSBDの受信回数履歴＞ ＜GPS&イリジウムによる軌道崩壊の取得＞

Aeroshelldeployment

合計6817回の通信

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超小型衛星EGGの成果 低軌道上の展開型柔軟エアロシェルの挙動の取得 イリジウムSBDを使ったテレメトリコマンドシステムの低軌道上実証 省電力小型民生品GPS(Firefly)による軌道同定 空気力による軌道崩壊過程と大気圏突入環境の実測 リチウムポリマー２次電池、太陽電池、充放電ICによる冗長な電源システム 超小型ファラデーカップセンサによる希薄気体中での対気姿勢の観測 など。

＜大気圏突入時の温度履歴＞ ＜FCによる対気姿勢の同定＞

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公募型小型提案予定SPUR構想

(Shrinking mars entry Probe with Unfolding Robe aeroshell)

＆

小規模計画採択

BEAK実証試験（Breakthrough by Egg-derived Aerocapture Kilt vehicle）

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SPURの構想

イプシロンロケット＋キックモータで、100kg級の探査機を火星圏に輸送し、＊柔軟エアロシェルを利用したエアロキャプチャでリレー衛星を周回軌道に投入する＊柔軟エアロシェルを使った大気圏突入システムで超小型（5kg級）火星着陸機を実現する

＜SPURミッションを小型公募に提案（予定）＞

プロキオン＆エクレウスの超小型衛星技術に、展開型膜面エアロシェルという新しい空力技術が加われることでもたらされるバラエティ豊かな惑星探査ワールド（軌道、空中、地上、地下の立体探査）

分散型惑星探査という惑星探査の新しい手法を生み出す。

その先駆けとして、複数の超小型ランダーと周回機で構成される惑星探査ローカルネットワークを実現することを目的する

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エアロキャプチャによる惑星周回軌道への窓

惑星大気を利用した周回軌道投入技術を、展開型柔軟エアロシェルを利用したドラッグモジュレーション方式で実現する。超小型衛星のような低リソースの制約下でも、探査機を周回軌道に投入できる可能性がある。

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エアロキャプチャによる周回軌道への窓モデルケースを想定して、エアロキャプチャの実現性を検討

80cm

R80cm

＊突入機重量50kg（or 30kg, 80kg）の探査機を想定。

＊大気圏突入前にエアロシェルを展開

＊大気圏突入中に必要な減速度（1km/s)を得た時点でエアロシェルを分離

＊探査機本体は、空気力を失い速度を維持して軌道へ戻り、エアロシェルは火星表面へ落下

＊本体部は周回軌道上へ（探査機本体の直径80cmとする）

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突入ウィンドウ

突入機重量50kg、エアロシェル直径2.8mの場合

大気密度の最大ケースと最小ケースの場合の突入経路角と大気圏通過後の遠地点高度

エアロキャプチャの突入ウィンドウ解析結果 突入角度19.3degの場合の熱空力環境

淀み点熱流束

空力荷重

100kW/m2

～150kgf

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設計制約として、最大加熱率100kW/m2程度になるように、エアロシェルの直径を決める。

突入重量を変化させた場合の実現性

突入機重量 30kg 50kg 80kgエアロシェル直径 2.0m 2.8m 3.5m最大加熱率 ～80kgf ～150kgf ～250kgf最大空力荷重 ～90kW/m2 ～110kW/m2 ～120kW/m2突入経路角範囲（ACウィンドウ）

19.2～19.3deg 19.16～19.36deg 19.17～19.43deg

重量50kgの場合は、これまでの実績から実現可能なエアロシェルへの要求であるこ

とがわかる。一方で、エアロシェルを大きくすることで、大重量の探査機本体を周回軌道に投入できる。エアロシェルの面積と探査機の面積差が大きくなれば、エアロシェルキャプチャ(AC)のウィンドウは広がる。ただし、空力加熱が一定の条件だと、空力荷重

が大きくなるため、インフレータブルリングのチューブ直径が大きくなり、エアロシェルの重量や必要なガス重量が増加する。

設計の確定には、トレードオフスタディが必要であるが、探査機総重量100kgでの火星周回軌道への投入の実現に可能性は十分にある。

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平成29年度 宇宙航行の力学シンポジウム

BEAKによる実証試験

○来るべき超小型着陸探査にむけて。○エアロキャプチャ技術の習得

●ナノスラスタ搭載で軌道／姿勢に何がしかの制御力を。●分離機構を搭載し切り離し技術の練習。

EGGの技術をベースにした、３U（ISSからの放出衛星）の超小型衛星での超小型惑星探査の実現にむけた技術実証試験を計画

→小規模計画に採択済

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SPUR＆BEAKを実現する技術研究

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超小型惑星探査にむけた研究

柔軟エアロシェルの耐熱性向上の研究シリコンゴムシートのアブレーション効果を利用した耐熱性能向上研究。→ICP加熱器の試験により、短時間の加熱であれ

ば性能向上が見られることを確認。今後、定量的な評価も実施する予定。

柔軟エアロシェルの大型化に関する研究直径3.5mのエアロシェルの製作とその構造強度の理解→大型低速風洞で、耐空力荷重強度を評価。これまでの設計モデルを拡張→風洞データをレファレンスにした数値解析による現象の理解と、計算手法の確立。

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柔軟材料の耐宇宙環境性能試験ZYLON繊維の耐紫外線劣化試験→真空中での強度劣化を評価し、真空中ではその劣化速度が劇的に遅いことを実験的に確認。

超小型衛星用スラスタの開発超小型衛星に搭載できる水レジストジェットを開発→エクレウスに搭載予定の水レジストジェットを参考にし、簡素を進め、小型化を実現する。

柔軟シェルを使った超小型惑星探査にむけた研究

SMAを使った展開型エアロシェルの開発超小型衛星惑星ランダへの応用を目指して、SMA(形状記憶合金）を使った展開エアロシェルを開発→BEAKで実証し、SPURのプローブで利用

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柔軟エアロシェルのスピンオフ

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火星ペネトレータ（MP-FANG）

ペネトレータ型探査機を、火星大気圏に突入させ地表に届けるために、柔軟エアロシェルを利用を検討する。

火星ペネトレータのEDLシークエンスの概念設計を実施

空力加熱対策～30kW/m2

終端速度100m/s

①大気圏突入

③地表に貫入

火星周回軌道（400kmの円軌道）

②エアロシェル投棄→パラシュート開傘

＜風洞試験で空力データを取得し概念検討に反映＞

Martian Penetrators with Flexible Aeroshell for Networked underGround observation

＊総重量16kg（ペネトレータ12kg）＊柔軟エアロシェル直径：1.6m＊最大空力加熱30kW/m2以下＊最大空力荷重30kgf程度＊パラシュート直径：1.6m程度＊終端速度100m/s

＜概念設計結果＞

＜EDLシークエンスを策定（トレードオフスタディ）＞

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観測ロケット回収システム（RATS）

現時点の技術で十分に実現可能S-520-31号機への搭載を目指す

＜概念設計結果＞総重量5kg（柔軟シェル1.5kg程度）エアロシェル直径1.6mチューブ直径0.09m淀み点空力加熱30kW/m2以下最大空力荷重45kgf

S-520ロケットから回収を想定（高度310km、速度720m/s）し、概念検討を実施

観測ロケット実験で収集した大量のデータを回収するための大気圏突入＆回収モジュールを実現するために展開型柔軟エアロシェルを応用→大気圏突入、緩降下、海上浮揚の３役をこなす。

Reentry and Recovery module with membrane Aeroshell Technology for Sounding rocket

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まとめ

大気圏突入用の柔軟エアロシェルの研究活動は、2012年の観測ロケット実験以降の次のフェーズとして下記の２つの重要な成果を得た

①超小型衛星EGGによる軌道上実験試験の実施との3U超小型衛星をつかった軌道上実験手法の獲得

②大気圏突入環境システムに実用可能な、実サイズの展開型柔軟エアロシェルの開発

柔軟エアロシェルを使った、新しい惑星探査ワールドの実現にむけての研究活動にシフトする。

小規模計画”BEAK”を足掛かりに、イプシロンロケットを使った”SPUR”で超小型ならでは革新的探査手法である分散型立体的惑星探査の道を拓く。