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第54回宇宙科学技術連合講演会 展開型柔軟構造飛翔体による 火星大気圏内飛行型探査機の概念検討 ～柔軟エアロシェル大気突入機とパラフォイル型探査機～ 安部隆士（JAXA/ISAS） ○山田和彦（JAXA/ISAS） 平木講儒（九州工業大学） 東野伸一郎（九州大学） 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 CONTENTS 研究背景 探査機システム概要 システムの成立性検討 ＊前提条件 ＊柔軟構造エアロシェルの大気突入機について 大気突入軌道推算 エアロシェルのサイジング 重量見積 ＊パラフォイル型探査機について 重量見積 密閉型パラフォイル機の提案 今後の課題とまとめ 大気突入機→観測ロケット実験にむけて パラフォイル→気球実験での実証にむけて 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 BACKGROUND MELOS（火星複合探査計画）において， さまざまな探査機が提案されている． ＊オービター（軌道上から） ＊ローバー（地表から） ＊無着陸サンプルリターン ＊ＦＳランダー など 航空機による上空からの広範囲の探査 地表画像の撮影 磁場計測 それを実現するひとつの 候補として，パラフォイル 型の柔軟翼機を提案する． 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 柔軟型火星探査航空機の提案 再突入回収システム用に，現在開発が進 んでいるインフレータブルトーラスを有す る柔軟エアロシェル大気突入機 回収システムへの応用にむけて検討が 進んでいるパラフォイル．スポーツとし て一般的なパラモータ機 柔軟エアロシェル大気突入機と パラフォイル型航空機を組み合わせた 小型軽量な飛行型火星探査機を検討する 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 探査機システム概要 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 本研究の目的 柔軟エアロシェル大気突入機＋パラフォイル型航空機によって， 火星楕円軌道に投入された母船からの分離，軌道離脱，大気圏突入，惑星 大気内の巡航飛行までを総重量30kgで実現できるかどうかを検討する． 検討の前提条件 ＜パーキング軌道＞ ＜探査機重量内訳（総重量30kg）＞ 大気突入機重量15kg パラフォイル機重量15kg ＜大気モデル＞ 火星大気モデル：MARS-1974 ＜目標（巡航高度＆巡航距離）＞ ＜初期条件＞ 高度10kmを100km巡航飛行する 遠火点で45m/s減速 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 柔軟エアロシェル大気突入機 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 柔軟エアロシェル大気突入機のサイジング 柔軟エアロシェルの直径をパラメータとしてパーキング軌道からの火星 大気圏突入軌道計算を実施 加速度環境，空力加熱などを推定し，適切なエアロシェルの サイズを見積もる 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 軌道計算結果 １ 速度vs高度プロファイル ＜突入機機体諸元＞ 機体重量：30kg 抵抗係数：1.0 エアロシェル直径：0.5m～3.0m 重量定数：3.71m/s2 頭部曲率半径：0.25m エアロシェルのサイズを大きくすると 高高度で減速する． 直径0.5mでは，地表でも500m/s． 直径3.0mでは，高度50kmで減速を開 始する． パラフォイル機の放出＆展開のために 高度10km以上で十分に減速する（亜 音速まで）には，エアロシェルの直径は 1.0mより大きい必要がある． 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 軌道計算結果 ２ 淀み点熱流束履歴 エアロシェルを大きくすると熱流束が大幅に 小さくなる．淀み点，フレア部の輻射平衡温 度をそれぞれ，1000℃，650℃以下にするた めには，エアロシェルは2.0m以上必要． 加速度履歴 エアロシェル2.0mのときに，最大Gは8Ｇ． 空力荷重は約900N. トーラスチューブ直径20cm，内圧10kPaで 構造強度的には成立する． 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 柔軟エアロシェル大気突入機の重量配分とまとめ ＜エアロシェルサイズ＞ カプセル直径0.5m エアロシェルの直径2.0m チューブ直径0.2m 200cm 20cm ＜重量配分＞ 柔軟エアロシェル大気突入機合計：15kg エアロシェルフレア部：0.5kg（面密度0.2kg/m2） インフレータブルトーラス：4.0kg（面密度1.0kg/m2） 淀み点TPS：3.0kg（金属TPS） 軌道離脱用固体モータ：2.0kg（DASH DFM） その他：5.0kg（構造，熱制御，姿勢制御，展開システム） ＜空力加熱環境＞ 淀み点部最大空力加熱 100kW/m2 輻射（片面）平衡温度 910℃ フレア部最大空力加熱 60kW/m2 輻射（両面）平衡温度 600℃ トーラス部最大空力加熱 60kW/m2 輻射（片面）平衡温度 770℃ 既存の材料では厳しい． インフレータブル部の空力 加熱環境の把握とその部 分の材料開発が実現にむ けて一番の鍵技術 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 パラフォイル機 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 パラフォイル機の重量推算条件 ＜前提条件＞ パラフォイル機総重量：15kg 巡航高度：10km（大気密度0.005kg/m3) 航続距離：100km ＜必要諸元＞ パラフォイル（傘体） 単位翼面積あたりの重量＝0.2kg/m2 モータ 単位重量あたりの出力パワー＝3.24kW/kg バッテリー 単位重量あたりの容量＝150Wh/kg モータ効率＝0.8 プロペラ効率＝0.5 プロペラ重量＝0.5kg （直径1mの2枚羽の折りたたみ型のプロペラを想定） 巡航状態 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 重量推算結果（揚抗比３） 揚抗比３（揚力係数0.4，抗力係数0.133）に固定し， パラフォイルの翼面積をパラメータにして各部の重量を推算した結果 バッテリー重量は翼面積によらず一定 パラフォイル重量は翼面積に比例 モータ重量は，翼面積に対して単調減少 →最小重量が存在 翼面積4m2程度で重量が最小になり， 合計約11.2kg ペイロード，構造，電気系などで3.8kg 既存の技術でも成立する解は存在する． 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 重量推算（揚抗比の影響） 翼面積vs主要部品の合計重量 （揚抗比を３，６，９とした場合） 余剰重量 揚抗比３→６で，余剰重量が2倍以上になる 揚抗比６→９は，余剰重量にインパクトはない． 揚抗比 （揚力係数0.4で一定） 3 6 翼面積 10m2 10m2 動圧 13.9 Pa 13.9Pa 巡航速度 74.6 m/s 74.6m/s 必要パワー 1383W 690W パラフォイル重量 2.0kg 2.0kg モータ重量 0.9kg 0.5kg バッテリー重量 8.6kg 4.3kg プロペラ重量 0.5kg 0.5kg その他の重量 3.0kg 7.7kg 揚抗比の向上がパラフォイル機の成立性を大きく向上させる． 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 パラフォイル機の揚抗比向上策 密閉型パラフォイルの採用 従来のラムエアー型パラフォイルは，空気取込口が主要な抗力発生源となっている． 空気取込口をなくして，内部ガスで強制的に展開させるパラフォイル（密閉型パラ フォイル）の採用し，抗力を減らして揚抗比を向上させることを提案する． ＜利点＞ ＊揚抗比の向上 ＊耐突風性の向上（内圧が高く保てる） ＊火星は大気密度が小さいため，必要ガス重量が少ない （柔軟エアロシェル用のガスとの共通化も可能） ＜課題＞ ＊展開時の挙動が不明．展開手法の確立が必要 ＊正確な空力特性が不明 密閉型パラフォイルの試作機 2010/11/19 第54回宇宙科学技術連合講演会＠静岡 まとめと今後の課題 火星探査における大気突入柔軟エアロシェル＋パラフォイル型探査機の成立性を 確認し，実現のための重点課題の抽出を行った． ＜実現のための鍵技術＞ 大気突入用柔軟エアロシェル →インフレータブル部の空力加熱環境の把握と耐熱性向上 極超音速風洞などを利用して，耐熱試験を実施． 観測ロケットによる大気圏突入実証試験にむけて開発中． パラフォイル機 →揚抗比向上のために密閉型パラフォイル機の採用 →展開挙動と空力特性の把握 小型模型による試作と試験（風洞試験，投下試験）を実施． 小型の気球を用いた高高度からの投下試験での実証にむ けて準備を進める． 慣性航法＋画像情報による位置情報の航法システムの開発。 低密度環境でのプロペラ性能の把握とその向上。 通信システムの詳細検討。 2010/11/19