MAC2005 Meeting

2005/03/09 Wed

MACFT 2005 Meeting

MACFT project team

カラー !?

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前回の決定事項

観測ロケットの搭載機器回収システムの開発を足がかりに、軌道からの物資輸送回収システム、再使用型宇宙輸送システムへの応用を目指す。

搭載機器の確実回収の需要 展開型テンションシェル形状の有利な点

過去の回収システムとの比較

今回の調査

を明らかにする

IRDT 計画ISAS での回収システム など

CONTENTS

今年度の目標広報関係

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IRDTプロジェクトの現状

Data Payload Rocket Result2000/02/08 IRDT1 Soyuz 2nd cascade was not deployed

IRDT-Fregat Soyuz can not be found2001/07/20 Cosmos/IRDT Volna Flight Failed (not separate)2002/07/12 IRDT2 Volna protective cone detached > burn2004/10 IRDT2R Volna Planned

IRDT1

IRDT-Fregat

Fregat

Volna Soyuz

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ISASにおける回収システムへの取り組み

1970 ～ MT135 型ロケット、 S-160 型ロケット用のパラシュート（ pay=5kg)

1978 ～ S-310 ロケットの回収システムの開発（ pay=40kg ）強制開傘型も試験、実用

1981 ～ S-520 ロケットの回収システムの開発（ pay=140kg ）気球実験S-520-4 ロケット実証S-520-6 ロケットで実用

気球実験

1985 ～ 改良型 S-520 ロケットの回収システムの開発（ pay=140kg ）リーフィングとマルマンバンド

1981 ～ グライディングパラシュート　 1998 年にも行われる

S-520-10, S-520-11, S-520-13,S-520-17, S-520-19回収率は半分くらい

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ISASにおける回収システムへの取り組み1992 ～ 超音速パラシュートの開発

→ 軌道上からの回収、惑星突入プローブ

1992 ：気球で実験 Mach1.3 で展開1993 ： S-520-16 で実験　 Mach1.5 で展開

EXPRESS →軌道投入できずUSERS →回収成功（３段階パラシュート）

　　（ドラッグシュート→リーフィング→全開）DASH →分離できずMUSES-C（ Hayabusa) →２年後

軌道からの回収実績

199 ５～　 MUSES-C 用のパラシュート開発2003 ～　柔構造エアロシェル

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回収システム

空力加熱対策

遷音速領域通過

減速、緩降下

軟着陸 or 着水

浮遊（海上回収の場合）

探索

超音速展開

2 段階展開

風ドリフトをおさえる。衝撃荷重をおさえる。

減速効率をあげる

軌道離脱ロケット分離

回収

　従来のシステム　　アブレータ　　　再使用に問題

　詳細な空力解析　　　空力的に不安定

　パラシュート　　　風による分散　　　開傘衝撃　エアバッグ　　　タンクが必要

　ビーコン、 GPS　

対策　　　新システム（蒸気圧展開を想定）

　　自動展開　　空力加熱低減　　遷音速で安定　　そのまま緩降下　　フロート兼用　　　　風ドリフト対策　　制御性の向上を　

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2004/12/27 Meeting2005/01/26 Meeting2005/03/09 Meeting

2005/03/17 2006 年度観測ロケット実験公募締め切り

2005/10/17-21 IAC in Fukuoka

2006/01 遷音速＆超音速風洞試験

2006/08 第三回気球実験2006 or 2007 観測ロケット実験

外枠モデル試作、展開実験

縮小モデルの作成、風洞試験の準備

搭載機器の小型化検討

MACFT2005の予定と目標

空力加熱の推算

膜材料の選定

展開システムの完成耐熱性の地上試験

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外枠展開案

インフレータブルを併用

→ 浮遊用のエアバッグをかねる

硬化樹脂

蒸気圧展開

形状記憶合金

気密＆耐熱フィルムここにメカニカルな展開機構を入れておく

インフレータブル

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観測ロケット実験提案

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

供試体

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

加速フェイズ：最高点から自由落下で加速

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

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。

上昇フェイズ：２段モータにてさらに上昇

分離フェイズ２：２段モータと供試体を分離

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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観測ロケット実験提案

供試体重量　 15kg（カプセル １ 3.5kg ）（エアロシェル１ .5kg ）

2 段モータ分離機構 5kg 2 段モータ 22kg

（推進剤 18kg ） 姿勢制御装置 5kg マージン 3kg

　　　　合計 50kg

S310 ロケットを使用することを想定 高度 150km に 50kg 、 φ228×500ペイロードを運べる

20cm

200cm

本体 15kg

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観測ロケット実験提案

高度＆速度プロファイル

Time (sec)

Alti

tud

e(k

m)

Ve

loci

ty(m

/s)

0 500 1000 1500 2000 25000

100

200

300

400

500

0

400

800

1200

1600

2000

最高高度 270km

最高速度 1850m/s

終端速度 8m/s

飛行時間 2300sec

軌道緒元

2300sec2300sec飛行時間飛行時間

25kW/m25kW/m22空力加熱空力加熱

6.76.7最大マッハ数最大マッハ数

1850m/s1850m/s最大速度最大速度

0.4kPa0.4kPa最大動圧最大動圧

9G9G最大減速度最大減速度

270km270km最大高度最大高度

輻射平行温度輻射平行温度 580degC580degC

極超音速飛行実証とエアロシェルの耐熱実証

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風洞試験に向けての目標と目的

＜ 2005/01 遷音速＆超音速風洞試験を予定＞

縮小モデルの作成：直径 10 ～ 15cm （ 1/10 モデル） 開発した展開システムの展開実証（通風中？？） 展開機構の入った枠が空気力に耐えうることの実証 縮小モデルの空力特性把握（ピッチ自由度ありを考える） 形状をパラメータにして実験

展開機構を作りこむことが不可能な場合は、形状のみ相似の縮小模型の空力特性把握でもよい

開発した展開エアロシェルの性能実証と空力特性把握

Minimum Success

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第三次気球実験の提案

収納状態で放球

目指すところは

切り離し後展開

十分な緩降下

機器の小型化機体の軽量化その分高高度へ

軌道制御の可能性

大面積のエアロシェル展開

確実な回収

注）超音速飛行は目指さないというか気球では目指せない

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広報関係

MACFT2004 の計画書の作成　（担当、秋田＆佐藤）MACFT2004 の報告書の作成　（担当、山田）

観測ロケット実験の提案書の作成　

MACFT の HP の作成と管理

IAC での発表AIAA Journal への投稿