大気球を利用した小型インフレータブル飛翔体の 展開及び飛行実証試験 ○ 山田和彦（宇宙航空研究開発機構） ，鈴木宏二郎，本間直彦（東京大学） 安部大佑（青山学院大学），牧野仁（東海大学） ，永田靖典（東京大学） ， 秋田大輔（東京工業大学），林光一（青山学院大学），安部隆士（宇宙航空研究開発機構） 柔軟構造大気突入機研究開発グループ Deployment and Free Flight Test of Capsule-type Vehicle with Inflatable Aeroshell using Large Scientific Balloon Kazuhiko Yamada (JAXA)，Kojiro Suzuki, Naohiko Honma (The University of Tokyo) Daisuke Abe (Aoyama Gakuin Univeristy), Hitoshi Makino (Tokai University), Yasunori Nagata (The University of Tokyo), Daisuke Akita (Tokyo Institute of Technology) A. Koichi Hayashi (Aoyama Gakuin Univeristy), Takashi Abe (JAXA), MAAC R&D Group. Key Words: Flight Test, Inflatable Structure, Atmospheric Entry System, Large Scientific Balloon. Abstract A flexible aeroshell for atmospheric entry vehicles has attracted attention as an innovative space transportation system because the aerodynamic heating during re-entry can be reduced dramatically thanks to its low ballistic coefficient. One of the key technologies to realize this concept is development of large but low-mass flexible aeroshell utilizing inflatable structure. In order to demonstrate remote inflation system, to acquire aerodynamic performance of a low ballistic coefficient vehicle in subsonic region and to observe deformation of the flexible aeroshell during free flight, the deployment and free flight test of the capsule type vehicle with inflatable aeroshell in 1.246 m diameter was conducted using a large scientific balloon. This deployment and flight test is successful and useful data was acquired as planned. １．はじめに を大気突入機に取り付けることにより，機体の弾道 近年，日本国内においても，宇宙ステーションで 係数を下げ，大気密度の薄い高高度での減速を可能 の定常的な実験施設である”きぼう”の運用開始，多く にし，大気突入中の最大空力加熱を大幅に低減でき の小型衛星の運用，惑星からのサンプルリターン計 ることである．しかし，それでもエアロシェルに使 画などの惑星探査計画の盛り上がりなど，宇宙にお 用する柔軟材料の耐熱性などの制約が厳しいなど要 ける活動が活発になってきている．そして，それを 因であり，これまでに実際のミッションに利用され 支える宇宙輸送システムへの要求は高まってきてい た例はない．しかし，近年の膜材料の進歩により， る．しかし，国内では，いまだ宇宙からの地上への 再び注目を集めており，実用化に向けた研究が各国 物資を輸送するシステムについて具体的な検討がな で行われている．例えば，ESA は 2000 年頃からロシ されていない状況である．そこで，我々のグループ アの火星突入機(MARS-96)の技術を利用した低軌道 では，これまで将来の高頻度の宇宙輸送に耐えうる から再突入実証実験(IRDT)[4]を試みており，また， 大気突入技術の候補の一つとして，これまでの技術 NASA は 2009 年に弾道ロケットを利用した極超音速 の延長でない新しい大気突入システムとして柔軟構 飛行試験(IRVE)[5]を実施している．一方，我々グル 造エアロシェルを有する大気突入機の検討を進めて ープでは，2000 年頃から，図１に示すような薄膜フ きている[1]．大気突入機の減速装置として柔軟構造 レア型エアロシェル（鈍頭カプセルに円錐形状の薄 エアロシェルを利用する概念は 1960 年代に提案され， 膜エアロシェルをとりつけ，それに働く空気力をリ それ以来，様々な研究が進められてきた[2][3]．こ ング状の外枠で圧縮力として支える形態）に注目し の技術の最大の利点は，軽量大面積のエアロシェル 研究を進めてきた． ２．実験システム ２－１ 実験目的 柔軟構造大気突入機開発の一環として，特にイン フレータブルエアロシェルの開発及びその技術実証 に主眼をおいて，大気球を利用した小型インフレー タブル飛翔体の展開及び飛翔試験（MINI-MAAC）を計 画した．本試験の主な目的は下記の３点である． １）インフレータブルトーラスを上空で自動的に展 開するシステムの実証． ２）雰囲気圧が大きく変化する飛翔環境でのインフ レータブル飛翔体の挙動の観察． 図１：薄膜フレア型インフレータブルエアロシェルを 利用した回収システムの概念図 2003 年，2004 年には，直径 1.5m のフレア型エア ロシェルを有する実験機を用いて，大気球を利用し た飛行試験により遷音速～亜音速までの安定飛行を 実証した[6]．その後，このシステムを実際に大気突 入機へ応用するために必要な技術課題を抽出し，実 験室レベルでの研究開発を行ってきた．特に，下記 に示す４点は重要な課題と考え重点的に研究開発を 行っている． １）耐熱かつ気密膜面材料の開発 ２）広範囲なマッハ数領域での空力特性取得 ３）大面積かつ軽量なエアロシェルの開発 ４）回収技術の取得 ３）柔軟構造エアロシェルを有する低弾道係数飛翔 体の低速での空力特性の取得及び安定性の確認． ２－２ 実験機 本実験のために，インフレータブルトーラスで支 持されたフレア型エアロシェルを有するカプセル型 の実験機を開発した．実験機は，カプセル部，薄膜 フレア部，インフレータブルトーラス部で構成され る．カプセル部は，直径 0.2m の半球鈍頭形状で，そ の内部および背面に，電源，送信機，センサなど実 験に必要なすべての機器が搭載される（図２左上参 照）．カプセルの周りに円錐状のフレア型エアロシェ ルが取り付けられている．エアロシェルはパラシュ ートで用いられるナイロン布を 12 枚縫い合わせて製 作した．円錐の開き角（フレア角度）は 60 度であり， 外直径は，1.136m である．インフレータブルトーラ その中で，大面積かつ軽量なエアロシェルを実現 スは，救命胴衣に使われている素材のウレタンコー する手段として，ガス圧で形状を維持するインフレ ティングされたナイロン布をドーナツ状に切り出し ータブル構造の採用が一つの解だと考えている．つ たものを 2 枚溶着し製作した．チューブの直径は まり，外枠にインフレータブルトーラスを採用する 64mm で，エアロシェルの外周とトーラスの内側が縫 ことでエアロシェルを薄膜のみで構成することがで い合わされている．エアロシェルは，収納時には図 き，軽量化が容易になると期待される．しかし，イ ２右上のようにカプセルの背面に収まり，展開した ンフレータブル構造体を飛翔体に応用するにあたり， 状態は図２下のように外直径が 1.264m となる．イン １）流れの中でフレア状エアロシェルの空気力を支 フレータブルトーラスには，３つの小型フランジが える構造強度の見積もり，２）真空状態での安定な とりつけられており，それぞれ，逆止弁，カプラ， 展開手法を確立する，３）空力特性の取得，などが 差圧計が搭載されている．逆止弁は，展開時のガス 重要な課題となる．これまでに，真空チャンバー内 注入用，カプラはフライト前にインフレータブルト での展開試験，低速風洞を用いた風洞試験[7]，有限 ーラス内部の残留ガスを取り除くためのポート，差 要素法による構造解析[8]など実験室レベルの開発 圧計は，フライト中インフレータブル圧と大気圧の を実施してきた．それらの結果を踏まえて，インフ 差圧を測定するために使用した．実験機の重心は， レータブル構造を有するエアロシェル実証試験とし カプセルとエアロシェルの結合面に一致するように て，2009 年 8 月に， JAXA 大気球実験室の協力のもと， 調整した．実験機の総重量は 3.375kg であり，抵抗 大気球を利用した「小型インフレータブル飛翔体の 係数を 0.95，代表面積をエアロシェルの最大投影面 展開および飛翔試験（MINI-MAAC）」を実施したので， 積とすると，弾道係数は，2.83kg/m2 である． 本稿ではその報告を行う. 画像取得用カメラと魚眼レンズ，４）送信機（画像 用，データ用），５）電源（リチウム１次電池）が搭 載されている．これらの機器により飛行中の実験機 の位置姿勢情報，エアロシェルの映像などが，リア ルタイムで地上局へダウンリンクされる．また，コ ントロールゴンドラには，１）コマンド受信して展 開シークエンスを制御する回路，２）エアロシェル を展開させるためのガス注入機構，３）展開時の映 像を撮影するビデオカメラとレコーダが搭載されて いる．これらの搭載機器のステータス情報は気球の 制御用のテレメトリシステムを利用して地上でモニ タする．また，実験機の切り離し時には，気球のゴ ンドラと実験機の間をつないでいるガス注入チュー ブと数本の信号ラインは実験機を吊り下げているロ ープとともに切断される．ガス注入用のチューブは， インフレータブルトーラス上の逆止弁を介して，接 続されているために切断してもガスが漏れることは ない．実験システム，搭載機器の詳細について，参 考文献[9][10]に詳しく報告されているので参考に してほしい． 図２：MINI-MAAC のための開発した実験機（左上：カ プセル内部，右上：収納されたエアロシェル，下： 展開されたエアロシェル） ２－３ 実験シークエンス 本実験の実験シークエンスは下記のとおりである． 1) 実験機のエアロシェルを収納した状態で気球のコ ントロールゴンドラの下部に吊るす． 2) 気球を放球し，高度～25km まで上昇する． 3) レベルフライトに入った時点で，エアロシェルの 展開シークエンスを実施する． 4) 映像等でエアロシェル展開が確認されたら，実験 機を切り離す． 5) 自由飛行開始し，飛行中の画像データとフライト データはテレメトリで地上局へ送信する． 6) 約 30 分後に海上に降下．実験機の回収は必須と しない． 7) 実験機を切り離した直後に，気球，ゴンドラの切 り離しシークエンスを実施する． 8) 気球，ゴンドラともに着水後，海上で回収される． ２－４ 実験システム 図３：MINI-MAAC 実験システム概略図 ３．フライトオペレーション 本試験の実験システムの概略図を図３に示す．実 本実験は 2009 年 8 月 25 日，JAXA 科研本部大気球実 験機は，気球のコントロールゴンドラの下部に吊り 験室の協力のもと，B09-04 実験として，大樹航空宇 下げられた状態で搭載される． 実験機には，１）GPS 宙実験場で実施された．図４は放球直前の様子であ と ADC などを内蔵しデータの集約を行うテレメータ る．気球は，午前６時７分に放球され，高度 24.6km 装置，２）姿勢センサ（加速度計，角速度計），３） まで順調に上昇し，午前 8 時 50 分頃から実験を開始， エアロシェルを展開させ，午前 9 時ちょうどに実験 入部が一箇所しかないことや，ガスの注入が急激で 機を切り離し，約 25 分間の自由飛行を行った．図６ あることなどが原因と考えている．実際の大気突入 は，試験中のユーザー室の様子である．写真，左上 機の場合は，真空かつ無重量状態で展開が実施され のモニタにはエアロシェルの画像が，写真の右上に るための，このような擾乱は好ましくない．本試験 は，各種フライトデータが表示されており，フライ において，ガスを注入することによるフレア型エア ト中，常に実験機の状態をモニタしている． ロシェルの展開手法の信頼性は確認できたといえる が，今後は，実験機の姿勢安定についても考慮にい れ，さらに展開システムを改良していく予定である． 図４：放球直前の様子 図６：ゴンドラから撮影されたエアロシェルの展開 の様子 ４－２ フライト航跡と抵抗係数について 高度 24.6km でゴンドラから切り離された実験機 は，完全に自由な状態で降下した．その位置情報は GPS で，高度に関しては，気圧高度計でも計測した． 図７には，GPS で取得した実験機の水平方向航跡を 図５：試験中のユーザー室の様子 ４．フライト試験結果 ４－１．エアロシェルの展開について 本試験において，高度 24.6km(大気圧約 3kPa)で， インフレータブルエアロシェルにガスを注入するこ とにより，エアロシェルを展開させた．図６にゴン ドラ側から撮影したエアロシェルの展開の様子の連 続写真を示す．事前に行っていた真空槽内での展開 試験で確認されていたのと同様に，エアロシェルの 展開は問題なく成功した．図６の連続写真は約 0.03 秒間隔であるので，これより，ガス注入のための電 磁弁を開放してから約 0.3 秒後にはエアロシェルは 展開を完了したことが確認された．ただし，その映 像からエアロシェルが非対称に展開したため，展開 完了後，実験機が大きく揺れていることがわかる． これは，今回のインフレータブルトーラスにガス注 示す．これより，実験機は，ゴンドラから切り離さ れた後，北東方向に飛行し，高度 11km あたりで南 東方向へ飛行方向をかえ，切り離し地点から，東方 約 12.6km に地点に着水したと推定される．なお， 飛行時間は約 1480 秒であった．この航跡から求めた 実験機の水平方向移動方向及び移動速度の高度プロ ファイルと当日の風向風速の高度プロファイル （NCEP から提供されている高層風予報データを参 考にして推算）を比較した結果を図８に示す．これ より，実験機の水平方向の運動は風速，風向にほぼ 一致しており，実験機は，風に追随して飛行してい たと推定される．このことより，実験機の大気に対 する相対速度は鉛直方向のみと考えてよい．そこで， １次元の質点の落下解析を実施し，実験機の高度時 間履歴と比較し，抵抗係数を推定する．図６は，抵 抗係数を 0.85,0.95,1.05 とした場合の解析結果とフ ライトの高度履歴を比較したものである． これより，実験機の抵抗係数は 0.95 と推定される． 事前に実施した小型の模型を使った低速風洞試験で は，0.90 程度と測定されており，その差異について は，自由飛行環境の影響，サイズが異なる影響など も考慮しつつ，今後詳細に調べていく予定である． ４－３ 実験機の飛行中の姿勢について 飛行中の実験機の姿勢や運動については，角速度 計と３軸加速度計により測定した．図 10 は，３軸加 速度センサより算出した実験機の傾きの時間履歴と， 機軸周りの角速度履歴を示す．これより，カプセル 部は機軸を 5～20 度程度傾きつつ，機軸周りに 0.2 ～0.7Hz 程度の速度で回転しながら飛行しているこ とがわかる．この様子は，魚眼レンズを通して取得 図７：ＧＰＳで取得した実験機の水平方向航跡 した映像中の太陽の動きからも確認されている．機 軸が傾きながら回転するという状況は，搭載機器に 対してよい環境ではない．今後は，画像データの解 析を進め，実験機の姿勢や運動について詳しく調べ るとともに，風洞試験や数値解析などを利用してカ プセル，エアロシェルともに安定する条件（機体形 状や重心位置など）を探って行きたいと考えている． 図８：実験機の水平方向の運動と当日の風向，風速 の高度プロファイルとの比較 図 10：飛行中の実験機（カプセル部）の傾きと機軸 周りの角速度履歴 ４－４ エアロシェルの構造強度について フレア型エアロシェルにかかる空気力を支えるイン フレータブルトーラスの構造強度に関しては，これ までに研究されたほとんど例はなく，設計に参考に できるデータが乏しい．我々のグループが事前に行 った低速風洞を利用した試験では，理想的なモデル を仮定した理論解析から予測した結果と大きく異な る結果が得られている[7]．そこで，本試験において， 図９：実験機の高度の時間履歴と抵抗係数をパラメ インフレータブルトーラスに注入するガス量を大気 ータにしたシミュレーション結果との比較 圧より低い約 60kPaA に設定し，実験機が降下する のに伴い大気圧が大きくなりインフレータブル圧と 謝辞 大気圧の差圧が減少する中で，エアロシェルが形状 本実験の実施にあたり，JAXA 宇宙科学研究本部の大 を維持できなくなる圧力を測定した．その結果，フ 気球実験室の方々には多大なる協力をしていただき ライト試験では差圧が 5.2kPa になった時点でエア ました．また，本研究は平成２１年度 JAXA 戦略的 ロシェルが潰れたことが，差圧計のデータやエアロ 開発研究費（工学）の支援を受けて行われた．ここ シェルの画像から確認できた．その時，実験機は平 に感謝の意を表します 衡速度に達していたので，実験機にかかる抵抗力は， 実験機重量に等しく 3.375kgf である．これを，事前 参考文献 に実施した低速風洞試験結果及び理論解析の結果と [1] 山田和彦 ”膜面エアロシェルの超音速空力特性と 比較した結果が図 11 である．フライト結果は１点の 低弾道係数型再突入体への応用に関する研究” 東京 みのプロットであるが，低速風洞試験に近い結果を 大学大学院博士論文 示しており，低速風洞試験がフライト時の構造強度 [2] Gerald D.Walberg "A Survey of Aeroassisted Orbit 予測に有効な手段であることを示唆している． Transfer" J.Spacecraft Vol.22, No.1, Jan-Feb, 1985 pp.3-18 [3] Reuben R. Rohrschneider and Robert D. Braun "Survey of Ballute Technology for Aerocapture" J. Spacecraft and Rockets, Vol.44, No.1, Jan-Feb, 2007 pp.10-23 [4] M Gräßilin, and U. Schöttle “Flight Performance Evaluation of the Reentry Mission IRDT-1”, IAF paper, IAF-01-v.3.05, Oct, 2001 [5] Stephen J. Hughes, Robert A. Dillman, Brett R. Starr, Ryan A. Stephan, Michael C. Lindell, Charles J. Player and Dr. F. McNeil Cheatwood"Inflatable Re-entry Vehicle Experiment (IRVE) Design Overview" ,AIAA paper 2005-1636 [6] K. Yamada, D. Akita, E. Sato, K. Suzuki, T. Narumi and T. Abe, “Flare-Type Membrane Aeroshell Flight Test at 図 11：エアロシェルが構造を維持できなくなるイン Free Drop from a Balloon” J. Spacecraft and Rocket, Vol. フレータブル圧力と抵抗力の関係について，理論解 46, No. 3, 2009, pp. 606-614 析，低速風洞試験，フライト試験の比較 [7] 木村祐介，他，”柔軟構造大気突入機用インフレー タブルフレームの開発試験” 平成 20 年度宇宙航行の ５．まとめ 力学シンポジウム集録 インフレータブルエアロシェルの開発実証のため [8] 能勢温，中篠恭一，山田和彦，”柔軟エアロシェル に，大気球を利用したフライト試験を実施した．デ のダイナミクス解析”，第 47 回飛行機シンポジウム原 ータの解析は現在進行中であるが，下記のような成 稿集 果を得ることができた．１）高度 25km の上空で地 [9] 山田和彦，他，”大気球を用いた小型インフレータ 上からのコマンドによるエアロシェルの展開に成功， ブル飛翔体の展開及び飛翔実験” 平成 22 年度大気球 ２）自由飛行環境下でのフレア型柔軟エアロシェル を有する低弾道係数飛翔体の低速時の飛行特性の取 得，３）自由飛行環境下で空気力を支えるインフレ ータブルトーラスの構造強度について知見を得るこ とができた．これらのデータを，今後の予定してい る観測ロケットによる大気圏突入実験の実験機の設 計やさらには実際のミッションへの検討に利用して いく予定である． シンポジウム集録 [10] 本間直彦，他， “小型インフレータブル飛翔体 の展開及び飛翔試験”，平成 21 年度大気球シンポジ ウム集録
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