圧縮空気ロシェル

柔構造大気突入機の開発に向けた JAXA 調布大型極超音速風洞試験
ISAS/JAXA
山田和彦、安部隆士
東大新領域
鈴木宏二郎、小山将史
青山学院大学木村祐介、林光一
１．はじめに
宇宙からの帰還及び回収システムとして、柔
軟構造エアロシェルを利用したシステムが注目
されている[1]。このシステムでは、打ち上げ時
にはコンパクトに収納されていたエアロシェル
を大気突入前に軌道上で展開し、機体の弾道係
数を下げることにより、大気密度の薄い高高度
での減速を可能にし、最大空力加熱を下げるこ
とができるのが、最大の利点である。これによ
り、大気突入システムの信頼性向上やコスト低
減が期待される。これまでに、柔軟構造大気突
入機には、様々な形状のものが提案されている
[2][3]が、その中でも我々のグループでは、図 1
に示すような薄膜で構成されたフレア型の柔軟
エアロシェルを有するカプセル型の飛行体に着
目して研究を進めてきている[4][5]。フレア型柔
軟エアロシェルとは、剛体のカプセルに円錐状
の薄膜エアロシェルをとりつけ、そのエアロシ
ェルのかかる空気力を圧縮力として外枠で支持
するという構造となっている。外枠にインフレ
ータブルトーラスを採用することにより、エア
ロシェル部が、すべて薄膜で構成することがで
きるので、大型かつ軽量なエアロシェルが実現
できると考えている。
る。しかし、これらの情報は、実際の機体を設
計する際には重要である。そこで、JAXA 調布
の極超音速風洞グループとの共同で、柔軟材料
で作成したエアロシェルをとりつけたカプセル
型の模型を用いて、極超音速風洞試験を実施し、
実験方法を確立するとともに、基準となる形状
に対して、エアロシェルの挙動の観察、空力特
性と空力加熱環境の取得を行った。
２．実験設備と気流条件
実験は図２に示す JAXA 調布のφ1.27 大型極
超音速風洞[6]を用いて行われた。今回の風洞試
験の気流条件は、貯気槽圧力 1.0MPa、貯気槽
温度 900～950K 程度に設定した。その設定にお
ける一様流条件と淀み点での熱流束を Tauber
の式[7]、Sagnier の式[8]で推算した結果を表１に
まとめる。表中の風洞試験での一様流条件は、
理想気体、等エントロピー膨張を仮定して求め
たものである。表１には、参考のため、弾道係
数 1.0、淀み点曲率半径 0.25m の機体が高度
400km の円軌道から突入角 3 度で再突入したと
きの最大空力加熱を受ける点での気流条件と予
測される熱流束を示す。本試験で設定した気流
条件は、実際に想定される再突入環境に比べ、
マッハ数は小さいが、加熱量、動圧ともに若干
厳しい環境であることがわかる。なお、この貯
気槽圧力及び温度は、本風洞で設定可能な条件
のうちもっとも穏やかな条件である。
図１：フレア型柔軟エアロシェルを有する帰還回収シ
ステムの概要図
このような柔軟構造飛行体は、飛行中、空気力
をうけて変形するため、その挙動や特性は明ら
かになっていない点が多い。特に極超音速領域
では、エアロシェルの変形形状、安定性、空力
特性、機体周りの空力加熱環境なども不明であ
図２：実験に使用した JAXA 調布のφ1.27 大型極超
音速風洞の外観
表 4-1：風洞試験と実際の突入軌道の気流条件及び空
力加熱量の比較（等エントロピー膨張を仮定）
貯気槽圧力(MPa)
貯気槽温度(K)
マッハ数
速度(km/s)
一様流温度(K)
一様流圧力(Pa)
一様流密度(kg/m3)
動圧（Pa）
レイノルズ数(1/m)
淀み点曲率半径(m)
淀み点熱流束(kW/m2)
Tauber の式[7 ]
淀み点熱流束(kW/m2)
Sagnier の式[8 ]
風洞実験
1.0
920
9.45
1.32
49
34.3
2.45 ×10-3
2145
1.0×106
0.01
突入軌道
－
－
24
6.6
192
0.1
1.9×10-6
39.5
1.0×103
0.25
112
80
137
118
３．実験模型及び実験方法
図３に本実験で使用した模型の概略図を示す。
カプセルを模擬した直径 20mm 半球に円錐状の
ZYLON[9]織物(型番 LZY0530W)で製作したエ
アロシェルを取り付けた。エアロシェルはカプ
セルと押さえ板の間にネジで締め付け固定して
いる。また、エアロシェルの外縁には空気力を
支えるためのフレームが縫いこんである。フレ
ームはインフレータブルトーラスを模擬し、直
径 10mm、肉厚 1mm の中空アルミパイプを内
径 140mm（外径 160mm）のリング状にしたも
のを用いた。なお、エアロシェルは 6 枚の扇型
のパネルを縫い合わせることで製作されており、
カプセル、フレームとの接合部は、紡績糸タイ
プの ZYLON 織物(型番 DA4220W)で裏側から
補強している。模型は、円錐の開き角度（フレ
ア角）が 45 度と 60 度の 2 種類用意した。本稿
中では、それぞれ、F45-10 模型、F60-10 模型
と呼ぶ。図４に、F45-10 模型の写真を示す。
本試験では、１）模型周りの流れ場のシュリ
ーレン法による可視化、２）内装天秤による６
分力測定、３）赤外線サーモグラフィ[10]によ
る機体表面の温度分布の測定を行った。6 分力
の測定実験では、通風中に模型の迎角を-2 度か
ら 12 度まで 15 秒かけてスィープさせることで、
迎角に対する空力係数の変化も測定した。また、
表面温度測定試験は、迎角を 0 度に固定し、模
型投入時間を３秒間とし、その間の温度履歴を
測定した。なお、表面温度測定試験においては、
模型頭部は物性値がよく調べられているベスペ
ルで製作したものを用いた[10]。
図３：風洞模型の概略図
図４：風洞模型（F45-10 模型）
４．実験結果
4.1 模型と流れ場の様子
図５に通風中の模型の様子を示す。左が
F45-10 模型、右が F60-10 模型であり、いずれ
も迎角 0 度である。写真からわかるようにエア
ロシェルは空気力をうけ、凹面状に変形し、流
れに正対する姿勢で安定している。いずれの模
型もエアロシェルの顕著な振動などは観察され
ず、非常に安定していた。図６に模型周りの流
れ場のシュリーレン法によって可視化した様子
を示す。流れ場の様子は F45-10 模型と F60-10
模型で大きく異なることがわかる。F60-10 模型
は模型前方に垂直衝撃波のような１つの衝撃波
が発生しているのに対し、F45-10 模型の場合は、
頭部から発生する弓型衝撃波とフレームから発
生する衝撃波がエアロシェルの中央付近で干渉
している。さらに、F45-10 模型は、衝撃波の形
状が時間的に変動しており、図６に示すような
衝撃波が干渉している状況と、それらが一体と
なって模型前方に移動する状況を高速に繰り返
している様子が観察されている。しかし、前述
したように衝撃波は大きく変動しているが、エ
アロシェル自体の振動はほとんどない。これら
の流れ場の様子の違いから、フレア角度が流れ
場に与える影響は大きく、45 度と 60 度の間で
流れ場のモードに変化があるものと想定される。
これについては、今後数値解析などを利用し、
詳細に調べていく予定である。
図 7：迎角と抵抗係数の関係
図５：通風中の模型の様子（左：F45-10 模型、右：
F60-10 模型）
4.3 空力加熱環境
4.3.1 表面温度計測
赤外線サーモグラフィを用いて、模型の表面
温度の時間履歴を測定した。ZYLON の輻射率
はベスペルと同じ 0.87 とした。実測値ではない
が、通風前の状態でベスペルの模型頭部とほぼ
同じ温度となることを確認している。エアロシ
ェルの温度は模型が投入された 3 秒後には
500℃近くまで上昇し、ほぼ輻射平衡温度に達し
ていることが確認された。空力加熱により、高
温になった状況においても ZYLON 製のエアロ
シェルは損傷せず、減速装置として機能するこ
とが実証された。
4.3.2 模型表面熱流束の推算法
表面温度分布から熱流束分布を推定するには、
模型に投入されている熱量を仮定し、模型表面
図６：模型周りの流れ場のシュリーレン可視化写真
の熱収支モデルを導き、それに従った表面温度
（左：F45-10 模型、右：F60-10 模型）
履歴を予測し、それが実験で得られた温度履歴
に合うように加熱量を決めるという方法で行う。
4.2 空力特性（抵抗係数）
ただし、模型に投入される熱量は、模型表面の
本実験では、6 分力を測定したが、ここでは
温度が上昇するにつれ、総エンタルピーと壁近
減速性能に直接関連する抵抗係数について結果
傍でのエンタルピーの差と総エンタルピーの比
を示す。図７に、F45-10 模型と F60-10 模型の
に比例して減少するとしている。頭部の熱収支
迎角と抵抗係数の関係を示す。抵抗係数の算出
の支配方程式は、形状を半球と仮定し、表面に
に用いた基準面積は正面投影面積、一様流動圧
沿った方向の熱伝導は無視した準１次元熱伝導
は実測値（約 2.08kPa）を用いた。実在気体効
方程式を用いた。エアロシェル部は、膜面が非
果により表１に示した値より若干小さい値をと
常に薄いことを考え、厚さ方向には温度分布が
る。F45-10 模型は、迎角 0 度付近での抵抗係数
なく、表面に沿った方向へも熱伝導はなく、ま
が 1.51 程度で、迎角に対して徐々に抵抗係数が
た、膜面の両面から輻射がおきると仮定し、熱
増加する傾向があり、F60-10 模型は、迎角 0 度
収支の支配方程式を導いた。フレーム部につい
付近の抵抗係数が 1.62 程度で、迎角の増加に対
し徐々にわずかではあるが減少する傾向にある。ては熱的な構造が複雑であるので、定量的な解
析は実施していない。
減速装置として用いることを考えると、抵抗係
数が大きいほうがよいので、F60-10 模型のほう
4.3.3 結果
が大気突入用のエアロシェルとして優れている
図８に頭部半球上の熱流束分布を示す。横軸
といえる。
は、半球の中心から見た角度であり、淀み点部
が０度で、エアロシェルとの接合部が 90 度であ
る。F45-10 模型、F60-10 模型の淀み点の加熱率
は、それぞれ 140kW/m2, 130kW/m2 であり、
Sagnier の式[8]から予測した結果とよく一致して
いる。また、両者とも表面の熱流束分布の形も半
球模型と同様であり、このことから、これらの
模型に関しては、淀み点熱流束へのエアロシェ
ルの影響は大きくないと言える。図９は、エア
エロシェル上の熱流束分布を示したものである。
横軸は、エアロシェルの長さで無次元化した位
置を示しおり、０がエアロシェルとカプセルの
接合部、１がエアロシェルとフレームの接合部
を示している。フレア角度によって分布の様子
が大きく異なることがわかる。F45-10 模型では
フレーム近傍が、F60-10 模型では、カプセルと
の接合部付近の熱流束が大きくなっている。そ
の最大値は、どちらの模型も大差はないが、フ
レーム部に大きな加熱のある F45-10 模型は、イ
ンフレータブルフレームの熱対策が厳しくなる
ので、その観点からは F60-10 模型のほうが空力
加熱の面でも有利な形状であるといえる。
図 8：カプセル頭部の熱流束分布
図 9：エアロシェル上の熱流束分布
５．まとめ
JAXA 調布のφ1.27 大型極超音速風洞を用い
て、フレア型柔軟エアロシェルを有するカプセ
ル型の飛行体に関して、マッハ数 9.45 の極超音
速流中での挙動、空力特性、空力加熱環境に関
して実験的に調べた。フレア角度を 45 度、60
度の２種類の模型について実験を行い、フレア
角度 60 度の模型のほうが、抵抗係数が大きく、
流れ場も安定しており、空力加熱対策という点
からも、再突入用の減速装置としては、フレア
角度が大きいほうが適していることが示唆され
た。今後はこれらのデータを利用し、他の要素、
たとえば、空力安定性や空力荷重に対するエア
ロシェル強度の面なども考慮し、実機開発にむ
けて設計を具体化させていきたい。
謝辞
本実験の実施にあたり、JAXA 調布の極超音速
風洞グループの方々には多大なる協力をしていた
だきました。ここに感謝の意を表します。
参考文献
[1] M.Gräßslin, U.Schöttle, "Flight Performance
Evaluation of the Re-entry Mission IRDT-1" IAF paper,
IAF-01-v.3.05, Oct, 2001
[2] Gerald D.Walberg "A Survey of Aeroassisted Orbit
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] 山田和彦 ”膜面エアロシェルの超音速空力特性
と低弾道係数型再突入体への応用に関する研究”東
京大学大学院博士論文
[5] 山田和彦、秋田大輔、佐藤英司、鈴木宏二郎、堤
裕樹、若月一彦、鳴海智博、桜井晃、安部隆士、松
坂幸彦, ”大気球を利用した柔構造機体の飛翔性能試
験２”, 宇宙航空研究開発機構研究開発報告, 大気球
研究報告, JAXA RR-05-012, 2006 年 1 月, pp15-30
[6] 航空宇宙技術研究所空気力学部「大型極超音速風
洞の計画と構造 –極超音速風洞システムの概要-」
ISSN 0389-410 NAL TR-1261, 1995, 2 月
[7] M. E. Tauber, J. V. Bpwles "Use of Atmospheric
Braking During Mars Missions" J.Spacecraft Vol.27, No.5,
SEP-OCT, 1990 pp.514～521
[8] Philippe Sagnier, Jean-Luc Verant “Flow
Characterization in the ONERA F4 High-Enthalpy
Wind Tunnel” AIAA Journal Vol.25, No.4, April
1998 pp.522-531
[9] 東洋紡績株式会社 "ZYLON 技術資料 "
http://www.toyobo.co.jp/seihin/kc/pbo/menu/fra_me
nu.htm
[10] 小山忠勇、津田尚一、平林則明、関根英夫、穂
積弘一、渡利實「赤外線サーモグラフィーによる空
力加熱測定」ISSN 1349-1113, JAXA-RR-06-023,
2007, 3 月

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